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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0255 0.07179 0.05385 -0.0258 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0366 0.07123 0.05337 -0.0243 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0483 0.07057 0.05281 -0.0229 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0607 0.06981 0.05215 -0.0214 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0739 0.06894 0.05140 -0.0198 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0881 0.06795 0.05054 -0.0181 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1033 0.06684 0.04956 -0.0163 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1192 0.06561 0.04845 -0.0145 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1342 0.06429 0.04717 -0.0131 1.0000 1.0000 -0.750 -0.1422 0.06300 0.04565 -0.0134 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1320 0.06205 0.04394 -0.0176 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1020 0.06188 0.04232 -0.0247 1.0000 1.0000 0.000 -0.0678 0.06241 0.04117 -0.0306 1.0000 1.0000 0.250 -0.0389 0.06321 0.04045 -0.0339 1.0000 1.0000 0.500 -0.0146 0.06409 0.04001 -0.0356 1.0000 1.0000 0.750 0.0066 0.06500 0.03978 -0.0365 1.0000 1.0000 1.000 0.0260 0.06594 0.03970 -0.0370 1.0000 1.0000 1.250 0.0443 0.06691 0.03978 -0.0372 1.0000 1.0000 1.500 0.0618 0.06791 0.03999 -0.0374 1.0000 1.0000 1.750 0.0787 0.06894 0.04031 -0.0375 1.0000 1.0000 2.000 0.0952 0.07001 0.04071 -0.0375 1.0000 1.0000 2.250 0.1115 0.07113 0.04123 -0.0376 1.0000 1.0000 2.500 0.1275 0.07228 0.04183 -0.0376 1.0000 1.0000 2.750 0.1433 0.07348 0.04253 -0.0377 1.0000 1.0000 3.000 0.1589 0.07471 0.04332 -0.0378 1.0000 1.0000 3.250 0.1742 0.07600 0.04417 -0.0379 1.0000 1.0000 3.500 0.1895 0.07733 0.04512 -0.0380 1.0000 1.0000 3.750 0.2046 0.07871 0.04614 -0.0381 1.0000 1.0000 4.000 0.2195 0.08013 0.04725 -0.0383 1.0000 1.0000 4.250 0.2343 0.08160 0.04843 -0.0385 1.0000 1.0000 4.500 0.2489 0.08312 0.04969 -0.0387 1.0000 1.0000 4.750 0.2634 0.08469 0.05102 -0.0390 1.0000 1.0000 5.000 0.2776 0.08630 0.05243 -0.0392 1.0000 1.0000