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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2250 0.11927 0.11218 0.0742 0.4005 0.9971 -2.750 -0.2085 0.11579 0.10879 0.0722 0.3959 0.9971 -2.500 -0.1919 0.11238 0.10545 0.0703 0.3920 0.9971 -2.250 -0.2783 0.11100 0.10421 0.0885 0.3968 0.9352 -2.000 -0.3518 0.10785 0.10119 0.1004 0.4013 0.8713 -1.750 -0.4137 0.10239 0.09592 0.1069 0.4056 0.8054 -1.500 -0.4826 0.09624 0.08996 0.1131 0.4119 0.7524 -1.250 -0.5391 0.08954 0.08333 0.1105 0.4185 0.6829 -1.000 -0.4253 0.08424 0.07689 0.0543 0.4075 0.4399 -0.750 -0.3409 0.08098 0.07265 0.0346 0.3984 0.3360 -0.500 -0.2818 0.07821 0.06930 0.0261 0.3924 0.2864 -0.250 -0.2304 0.07600 0.06649 0.0209 0.3880 0.2550 0.000 -0.1862 0.07385 0.06398 0.0180 0.3849 0.2362 0.250 -0.1417 0.07220 0.06189 0.0155 0.3829 0.2203 0.500 -0.0981 0.07063 0.06002 0.0133 0.3819 0.2076 0.750 -0.0567 0.06931 0.05852 0.0117 0.3817 0.1995 1.000 -0.0120 0.06856 0.05735 0.0097 0.3821 0.1911 1.250 0.0312 0.06813 0.05662 0.0080 0.3832 0.1865 1.500 0.0762 0.06763 0.05611 0.0055 0.3861 0.1839 1.750 0.1212 0.06760 0.05607 0.0028 0.3900 0.1827 2.000 0.1635 0.06796 0.05635 0.0005 0.3909 0.1834 2.250 0.2031 0.06856 0.05685 -0.0013 0.3882 0.1862 2.500 0.2375 0.06944 0.05762 -0.0019 0.3837 0.1914 2.750 0.2750 0.07046 0.05876 -0.0040 0.3834 0.2013 3.000 0.3221 0.07181 0.06063 -0.0100 0.3944 0.2190 3.250 0.3656 0.07326 0.06279 -0.0153 0.4061 0.2595 3.750 0.4654 0.07725 0.06822 -0.0307 0.4482 0.9971 4.250 0.5841 0.09281 0.08405 -0.0819 0.6318 0.9971 4.500 0.4266 0.10202 0.09482 -0.0832 0.8123 0.9971 4.750 0.1892 0.10912 0.09959 -0.0459 1.0029 0.1948 5.000 0.2076 0.11205 0.10243 -0.0470 1.0029 0.2027