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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.5840 0.11918 0.11279 0.1074 0.3641 0.5915 -2.750 -0.4637 0.11802 0.11142 0.1103 0.3386 0.7690 -2.500 -0.1900 0.11119 0.10449 0.0715 0.3228 0.9971 -2.250 -0.1739 0.10789 0.10130 0.0697 0.3220 0.9971 -2.000 -0.1577 0.10465 0.09816 0.0679 0.3215 0.9971 -1.750 -0.1415 0.10147 0.09511 0.0660 0.3212 0.9971 -1.500 -0.2064 0.09979 0.09352 0.0805 0.3220 0.9582 -1.250 -0.2834 0.09570 0.08951 0.0939 0.3231 0.8916 -1.000 -0.3570 0.09107 0.08495 0.1047 0.3244 0.8435 -0.750 -0.4256 0.08467 0.07866 0.1134 0.3258 0.8037 -0.250 -0.2353 0.07445 0.06545 0.0219 0.3233 0.2303 0.000 -0.1829 0.07207 0.06242 0.0182 0.3227 0.1847 0.250 -0.1403 0.06983 0.05991 0.0165 0.3228 0.1639 0.500 -0.0981 0.06826 0.05801 0.0151 0.3235 0.1505 0.750 -0.0589 0.06683 0.05643 0.0139 0.3250 0.1441 1.000 -0.0181 0.06628 0.05546 0.0129 0.3270 0.1389 1.250 0.0198 0.06573 0.05475 0.0118 0.3274 0.1385 1.500 0.0563 0.06499 0.05401 0.0107 0.3250 0.1404 1.750 0.0936 0.06480 0.05361 0.0097 0.3201 0.1426 2.000 0.1304 0.06510 0.05363 0.0089 0.3169 0.1439 2.250 0.1740 0.06551 0.05419 0.0064 0.3226 0.1445 2.500 0.2141 0.06646 0.05515 0.0044 0.3285 0.1449 3.000 0.2955 0.06938 0.05832 -0.0011 0.3477 0.1502 3.250 0.3442 0.07153 0.06086 -0.0074 0.3697 0.1570 4.250 0.1408 0.10160 0.09318 -0.0431 1.0029 0.1439 4.500 0.1598 0.10438 0.09580 -0.0442 1.0029 0.1444 4.750 0.1786 0.10726 0.09854 -0.0453 1.0029 0.1450 5.000 0.1971 0.11022 0.10138 -0.0464 1.0029 0.1463