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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.6396 0.11465 0.10819 0.0784 0.3466 0.3776 -2.750 -0.6271 0.11086 0.10437 0.0829 0.3341 0.4135 -2.500 -0.6201 0.10751 0.10105 0.0884 0.3264 0.4627 -2.000 -0.2350 0.10625 0.09981 0.0840 0.2992 0.9577 -1.750 -0.3613 0.10450 0.09817 0.1049 0.3011 0.8663 -1.500 -0.1255 0.09794 0.09179 0.0648 0.2990 0.9971 -1.250 -0.1587 0.09585 0.08982 0.0731 0.2993 0.9771 -1.000 -0.2639 0.09265 0.08665 0.0930 0.2997 0.9103 -0.750 -0.3350 0.08753 0.08161 0.1037 0.3003 0.8588 -0.500 -0.4357 0.08029 0.07446 0.1178 0.3013 0.8169 -0.250 -0.4712 0.07375 0.06798 0.1179 0.3018 0.7751 0.000 -0.1908 0.07226 0.06290 0.0192 0.2999 0.2043 0.250 -0.1456 0.06962 0.05987 0.0173 0.3004 0.1678 0.500 -0.1040 0.06755 0.05754 0.0160 0.3018 0.1476 0.750 -0.0626 0.06612 0.05579 0.0150 0.3035 0.1332 1.000 -0.0211 0.06556 0.05462 0.0144 0.3030 0.1208 1.250 0.0131 0.06433 0.05331 0.0136 0.2996 0.1166 1.500 0.0501 0.06354 0.05248 0.0128 0.2960 0.1133 1.750 0.0870 0.06329 0.05214 0.0119 0.2946 0.1130 2.000 0.1246 0.06370 0.05237 0.0109 0.2971 0.1153 2.250 0.1643 0.06429 0.05289 0.0094 0.3013 0.1189 2.500 0.2067 0.06516 0.05402 0.0067 0.3102 0.1233 2.750 0.2419 0.06652 0.05535 0.0056 0.3155 0.1283 3.000 0.2860 0.06825 0.05740 0.0017 0.3317 0.1322