XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: lb361 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.6038 0.11818 0.10847 0.0920 1.0029 0.5524 -2.750 -0.6007 0.11312 0.10348 0.0856 1.0029 0.5203 -2.500 -0.5882 0.10812 0.09849 0.0778 1.0029 0.4900 -2.250 -0.5658 0.10327 0.09361 0.0683 1.0029 0.4608 -2.000 -0.5322 0.09835 0.08879 0.0611 1.0029 0.4379 -1.750 -0.4945 0.09373 0.08425 0.0531 1.0029 0.4169 -1.500 -0.4525 0.08939 0.08003 0.0455 1.0029 0.3989 -1.250 -0.4073 0.08528 0.07616 0.0386 1.0029 0.3843 -1.000 -0.3567 0.08138 0.07259 0.0312 1.0029 0.3720 -0.750 -0.2996 0.07734 0.06914 0.0231 1.0029 0.3625 -0.500 -0.2273 0.07313 0.06556 0.0105 1.0029 0.3556 -0.250 -0.1491 0.07197 0.06399 -0.0026 0.7934 0.3543 0.000 -0.1049 0.07196 0.06288 -0.0054 0.7275 0.3576 0.250 -0.0633 0.07133 0.06170 -0.0077 0.6928 0.3659 0.500 -0.0156 0.07063 0.06059 -0.0120 0.6695 0.3783 0.750 0.0305 0.07010 0.05981 -0.0156 0.6522 0.3950 1.000 0.0737 0.06987 0.05946 -0.0184 0.6399 0.4155 1.250 0.1208 0.06964 0.05925 -0.0226 0.6311 0.4432 1.500 0.1655 0.06909 0.05926 -0.0262 0.6249 0.4838 2.000 0.2741 0.06800 0.05913 -0.0369 0.6180 0.9971 2.250 0.3258 0.07064 0.06028 -0.0419 0.6174 0.9971 2.500 0.3690 0.07330 0.06186 -0.0462 0.6185 0.9971 2.750 0.4098 0.07616 0.06401 -0.0517 0.6214 0.9971 3.000 0.4479 0.07935 0.06670 -0.0581 0.6268 0.9971 3.250 0.4814 0.08293 0.06982 -0.0632 0.6331 0.9971 3.500 0.5115 0.08631 0.07295 -0.0699 0.6424 0.9971 3.750 0.5261 0.09033 0.07683 -0.0763 0.6569 0.9971 4.000 0.5365 0.09466 0.08091 -0.0799 0.6709 0.9971 4.250 0.5529 0.09897 0.08491 -0.0829 0.6832 0.9971 4.500 0.5499 0.10353 0.08933 -0.0844 0.6993 0.9971 4.750 0.5410 0.10809 0.09374 -0.0847 0.7177 0.9971 5.000 0.5207 0.11248 0.09803 -0.0828 0.7390 0.9971