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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2234 0.11864 0.11164 0.0746 0.3601 0.9971 -2.750 -0.2070 0.11519 0.10826 0.0727 0.3574 0.9971 -2.500 -0.1908 0.11181 0.10495 0.0709 0.3551 0.9971 -2.250 -0.1746 0.10850 0.10172 0.0690 0.3533 0.9971 -2.000 -0.1933 0.10653 0.09986 0.0744 0.3532 0.9830 -1.750 -0.2853 0.10389 0.09734 0.0923 0.3561 0.9137 -1.500 -0.3664 0.09983 0.09340 0.1044 0.3591 0.8520 -1.250 -0.4325 0.09326 0.08694 0.1106 0.3619 0.7880 -1.000 -0.5030 0.08664 0.08038 0.1157 0.3654 0.7379 -0.750 -0.3527 0.08083 0.07281 0.0377 0.3605 0.3541 -0.500 -0.2796 0.07756 0.06868 0.0254 0.3565 0.2627 -0.250 -0.2251 0.07542 0.06579 0.0201 0.3539 0.2215 0.000 -0.1823 0.07325 0.06327 0.0178 0.3522 0.2042 0.250 -0.1434 0.07107 0.06101 0.0162 0.3513 0.1961 0.500 -0.1001 0.06982 0.05937 0.0143 0.3512 0.1865 0.750 -0.0606 0.06831 0.05783 0.0129 0.3519 0.1820 1.000 -0.0189 0.06728 0.05662 0.0113 0.3535 0.1761 1.250 0.0240 0.06695 0.05596 0.0098 0.3560 0.1709 1.500 0.0660 0.06647 0.05537 0.0079 0.3583 0.1679 1.750 0.1075 0.06635 0.05508 0.0062 0.3573 0.1648 2.000 0.1463 0.06656 0.05505 0.0051 0.3531 0.1632 2.250 0.1831 0.06718 0.05543 0.0042 0.3490 0.1634 2.500 0.2242 0.06788 0.05625 0.0018 0.3519 0.1656 2.750 0.2679 0.06918 0.05775 -0.0019 0.3608 0.1702 3.000 0.3079 0.07059 0.05939 -0.0050 0.3696 0.1786 3.250 0.3493 0.07262 0.06168 -0.0091 0.3822 0.1938 3.500 0.4053 0.07498 0.06497 -0.0196 0.4110 0.2357 3.750 0.4737 0.07687 0.06893 -0.0356 0.4629 0.9971