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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2768 0.07758 0.06515 0.0261 1.0000 0.7898 -2.750 -0.2926 0.07623 0.06390 0.0287 1.0000 0.7859 -2.500 -0.3104 0.07480 0.06258 0.0315 1.0000 0.7818 -2.250 -0.3248 0.07316 0.06101 0.0337 1.0000 0.7798 -2.000 -0.3332 0.07128 0.05918 0.0349 1.0000 0.7806 -1.750 -0.3365 0.06926 0.05718 0.0353 1.0000 0.7845 -1.500 -0.3385 0.06721 0.05512 0.0355 1.0000 0.7909 -1.250 -0.3231 0.06496 0.05280 0.0333 1.0000 0.8072 -1.000 -0.3021 0.06276 0.05055 0.0300 1.0000 0.8300 -0.750 -0.1120 0.05873 0.04588 -0.0102 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1277 0.05726 0.04450 -0.0083 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1422 0.05569 0.04294 -0.0069 1.0000 1.0000 0.000 -0.1430 0.05425 0.04121 -0.0090 1.0000 1.0000 0.250 -0.1080 0.05370 0.03956 -0.0191 1.0000 1.0000 0.500 -0.0550 0.05449 0.03852 -0.0303 1.0000 1.0000 0.750 -0.0168 0.05563 0.03803 -0.0355 1.0000 1.0000 1.000 0.0107 0.05674 0.03785 -0.0375 1.0000 1.0000 1.250 0.0331 0.05783 0.03787 -0.0384 1.0000 1.0000 1.500 0.0529 0.05891 0.03809 -0.0388 1.0000 1.0000 1.750 0.0713 0.06001 0.03845 -0.0389 1.0000 1.0000 2.000 0.0889 0.06114 0.03893 -0.0390 1.0000 1.0000 2.250 0.1059 0.06230 0.03949 -0.0391 1.0000 1.0000 2.500 0.1225 0.06350 0.04018 -0.0392 1.0000 1.0000 2.750 0.1388 0.06474 0.04096 -0.0392 1.0000 1.0000 3.000 0.1549 0.06603 0.04183 -0.0393 1.0000 1.0000 3.250 0.1707 0.06736 0.04278 -0.0395 1.0000 1.0000 3.500 0.1863 0.06874 0.04381 -0.0396 1.0000 1.0000 3.750 0.2017 0.07016 0.04493 -0.0398 1.0000 1.0000 4.000 0.2170 0.07164 0.04613 -0.0400 1.0000 1.0000 4.250 0.2320 0.07316 0.04740 -0.0402 1.0000 1.0000 4.500 0.2468 0.07473 0.04874 -0.0405 1.0000 1.0000 4.750 0.2615 0.07635 0.05017 -0.0408 1.0000 1.0000 5.000 0.2759 0.07803 0.05167 -0.0411 1.0000 1.0000