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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.4638 0.11858 0.11252 0.1034 1.0029 0.7716 -2.750 -0.5136 0.11432 0.10823 0.1058 1.0029 0.7164 -2.500 -0.5566 0.10903 0.10294 0.1060 1.0029 0.6659 -2.250 -0.5751 0.10318 0.09712 0.0993 1.0029 0.6051 -2.000 -0.5670 0.09739 0.09133 0.0852 1.0029 0.5347 -1.750 -0.5187 0.09188 0.08587 0.0650 1.0029 0.4571 -1.250 -0.3925 0.08375 0.07771 0.0357 0.6726 0.3545 -1.000 -0.3466 0.08257 0.07492 0.0292 0.5833 0.3245 -0.750 -0.3033 0.08031 0.07187 0.0250 0.5484 0.3050 -0.500 -0.2570 0.07824 0.06912 0.0204 0.5263 0.2879 -0.250 -0.2091 0.07655 0.06670 0.0160 0.5110 0.2733 0.000 -0.1665 0.07470 0.06445 0.0135 0.5000 0.2649 0.250 -0.1177 0.07351 0.06265 0.0097 0.4914 0.2559 0.500 -0.0742 0.07229 0.06107 0.0073 0.4853 0.2516 0.750 -0.0274 0.07132 0.05980 0.0042 0.4811 0.2484 1.000 0.0197 0.07066 0.05889 0.0010 0.4783 0.2473 1.250 0.0661 0.07031 0.05835 -0.0021 0.4769 0.2488 1.500 0.1124 0.07027 0.05817 -0.0053 0.4769 0.2531 1.750 0.1578 0.07038 0.05834 -0.0087 0.4781 0.2607 2.000 0.2021 0.07084 0.05885 -0.0121 0.4805 0.2736 2.250 0.2434 0.07129 0.05970 -0.0152 0.4836 0.2964 2.500 0.2882 0.07151 0.06084 -0.0205 0.4894 0.3477 2.750 0.3374 0.06994 0.06130 -0.0260 0.4959 0.9971 3.000 0.3817 0.07272 0.06299 -0.0294 0.4991 0.9971 3.250 0.4211 0.07558 0.06511 -0.0332 0.5000 0.9971 3.500 0.4580 0.07862 0.06766 -0.0374 0.5001 0.9971 3.750 0.4963 0.08202 0.07078 -0.0442 0.5055 0.9971 4.000 0.5339 0.08598 0.07449 -0.0516 0.5204 0.9971 4.250 0.5689 0.09074 0.07915 -0.0627 0.5464 0.9971 4.500 0.5917 0.09601 0.08437 -0.0728 0.5787 0.9971 4.750 0.6038 0.10192 0.09021 -0.0807 0.6168 0.9971 5.000 0.5533 0.10772 0.09626 -0.0836 0.6746 0.9971