XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: LISSAMAN 7769 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2702 0.06970 0.06386 -0.0029 0.8948 0.5948 -2.750 -0.2838 0.06729 0.06127 -0.0131 0.9002 0.5136 -2.500 -0.2213 0.06221 0.05526 -0.0405 0.9010 0.3724 -2.250 -0.1799 0.05962 0.05187 -0.0506 0.9013 0.3180 -2.000 -0.1554 0.05791 0.04969 -0.0537 0.9029 0.2983 -1.750 -0.1375 0.05645 0.04802 -0.0545 0.9061 0.2921 -1.500 -0.1132 0.05526 0.04642 -0.0566 0.9098 0.2858 -1.250 -0.1058 0.05467 0.04535 -0.0556 0.9178 0.2806 -1.000 -0.0920 0.05369 0.04414 -0.0553 0.9240 0.2787 -0.750 -0.0714 0.05294 0.04306 -0.0558 0.9289 0.2769 -0.250 -0.0775 0.05149 0.04117 -0.0491 0.9606 0.2787 0.000 -0.1262 0.04969 0.03955 -0.0375 1.0000 0.2758 0.250 -0.1015 0.04930 0.03868 -0.0384 1.0000 0.2819 0.500 -0.0775 0.04884 0.03794 -0.0392 1.0000 0.2932 0.750 -0.0519 0.04863 0.03737 -0.0401 1.0000 0.3062 1.000 -0.0265 0.04851 0.03700 -0.0409 1.0000 0.3268 1.250 -0.0010 0.04854 0.03686 -0.0417 1.0000 0.3545 1.500 0.0245 0.04861 0.03697 -0.0425 1.0000 0.3888 1.750 0.0496 0.04884 0.03737 -0.0432 1.0000 0.4295 2.000 0.0752 0.04889 0.03815 -0.0440 1.0000 0.5084 2.250 0.0884 0.04774 0.03803 -0.0429 1.0000 1.0000 2.500 0.1102 0.04912 0.03870 -0.0432 1.0000 1.0000 2.750 0.1290 0.05049 0.03954 -0.0433 1.0000 1.0000 3.000 0.1465 0.05190 0.04053 -0.0433 1.0000 1.0000 3.250 0.1633 0.05335 0.04163 -0.0435 1.0000 1.0000 3.500 0.1796 0.05484 0.04284 -0.0436 1.0000 1.0000 3.750 0.1955 0.05638 0.04414 -0.0438 1.0000 1.0000 4.000 0.2112 0.05798 0.04554 -0.0441 1.0000 1.0000 4.250 0.2265 0.05964 0.04703 -0.0444 1.0000 1.0000 4.500 0.2416 0.06135 0.04859 -0.0448 1.0000 1.0000 4.750 0.2564 0.06312 0.05022 -0.0451 1.0000 1.0000 5.000 0.2710 0.06496 0.05195 -0.0455 1.0000 1.0000