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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2568 0.12109 0.11439 0.0796 0.4712 0.9832 -2.750 -0.3319 0.11836 0.11193 0.0944 0.4834 0.9137 -2.500 -0.3971 0.11505 0.10894 0.1040 0.4963 0.8514 -2.250 -0.4474 0.10953 0.10367 0.1079 0.5066 0.7859 -2.000 -0.5030 0.10355 0.09805 0.1115 0.5241 0.7337 -1.750 -0.5433 0.09698 0.09172 0.1091 0.5389 0.6732 -1.500 -0.5387 0.09100 0.08541 0.0902 0.5304 0.5739 -1.250 -0.4544 0.08698 0.08012 0.0571 0.4917 0.4395 -1.000 -0.3787 0.08396 0.07600 0.0384 0.4685 0.3573 -0.500 -0.2731 0.07830 0.06924 0.0244 0.4438 0.2840 -0.250 -0.2252 0.07613 0.06651 0.0198 0.4362 0.2611 0.000 -0.1799 0.07420 0.06417 0.0166 0.4308 0.2450 0.250 -0.1347 0.07257 0.06218 0.0138 0.4267 0.2330 0.500 -0.0876 0.07156 0.06057 0.0110 0.4238 0.2221 0.750 -0.0445 0.07029 0.05910 0.0088 0.4220 0.2169 1.000 0.0005 0.06954 0.05804 0.0065 0.4214 0.2120 1.250 0.0460 0.06912 0.05735 0.0040 0.4219 0.2092 1.500 0.0914 0.06894 0.05704 0.0013 0.4236 0.2087 1.750 0.1365 0.06900 0.05712 -0.0017 0.4266 0.2108 2.000 0.1798 0.06943 0.05757 -0.0045 0.4303 0.2156 2.250 0.2212 0.07022 0.05834 -0.0069 0.4333 0.2231 2.500 0.2606 0.07099 0.05932 -0.0095 0.4340 0.2364 2.750 0.3003 0.07184 0.06054 -0.0127 0.4326 0.2590 3.000 0.3384 0.07241 0.06200 -0.0161 0.4312 0.3159 3.250 0.3815 0.07207 0.06288 -0.0191 0.4334 0.9971 3.500 0.4302 0.07537 0.06564 -0.0265 0.4479 0.9971 3.750 0.4754 0.07907 0.06900 -0.0343 0.4656 0.9971 4.000 0.5253 0.08357 0.07340 -0.0472 0.4958 0.9971 4.250 0.5689 0.08865 0.07835 -0.0597 0.5337 0.9971 4.500 0.6002 0.09560 0.08542 -0.0785 0.6041 0.9971 4.750 0.5483 0.10356 0.09380 -0.0880 0.7062 0.9971 5.000 0.4487 0.11056 0.10130 -0.0820 0.8197 0.9971