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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2850 0.11809 0.10196 0.0622 1.0029 0.9495 -2.750 -0.2633 0.11413 0.09842 0.0584 1.0029 0.9574 -2.500 -0.2357 0.11018 0.09489 0.0534 1.0029 0.9713 -2.250 -0.1907 0.10529 0.09052 0.0443 1.0029 0.9971 -2.000 -0.1792 0.10194 0.08762 0.0423 1.0029 0.9971 -1.750 -0.1681 0.09851 0.08465 0.0403 1.0029 0.9971 -1.500 -0.1576 0.09496 0.08158 0.0382 1.0029 0.9971 -1.250 -0.1477 0.09126 0.07839 0.0360 1.0029 0.9971 -1.000 -0.1388 0.08736 0.07503 0.0338 1.0029 0.9971 -0.750 -0.1310 0.08318 0.07141 0.0315 1.0029 0.9971 -0.500 -0.1250 0.07862 0.06746 0.0292 1.0029 0.9971 -0.250 -0.1220 0.07361 0.06307 0.0270 1.0029 0.9971 0.000 -0.1210 0.06820 0.05820 0.0248 1.0029 0.9971 0.250 -0.1087 0.06325 0.05332 0.0199 1.0029 0.9971 0.500 -0.0584 0.06074 0.05016 0.0081 1.0029 0.9971 0.750 0.0159 0.06072 0.04898 -0.0058 1.0029 0.9971 1.000 0.0758 0.06226 0.04955 -0.0164 1.0029 0.9971 1.250 0.1046 0.06566 0.05234 -0.0224 1.0029 0.9971 1.500 0.1092 0.07039 0.05649 -0.0238 1.0029 0.9971 1.750 0.1112 0.07497 0.06036 -0.0242 1.0029 0.9971 2.000 0.1158 0.07912 0.06375 -0.0247 1.0029 0.9971 2.250 0.1224 0.08290 0.06679 -0.0252 1.0029 0.9971 2.500 0.1302 0.08639 0.06957 -0.0259 1.0029 0.9971 2.750 0.1390 0.08967 0.07216 -0.0266 1.0029 0.9971 3.000 0.1485 0.09280 0.07463 -0.0273 1.0029 0.9971 3.250 0.1586 0.09580 0.07699 -0.0281 1.0029 0.9971 3.500 0.1692 0.09872 0.07930 -0.0289 1.0029 0.9971 3.750 0.1802 0.10157 0.08156 -0.0297 1.0029 0.9971 4.000 0.1916 0.10436 0.08378 -0.0306 1.0029 0.9971 4.250 0.2032 0.10711 0.08599 -0.0315 1.0029 0.9971 4.500 0.2152 0.10983 0.08818 -0.0324 1.0029 0.9971 4.750 0.2273 0.11255 0.09038 -0.0333 1.0029 0.9971 5.000 0.2397 0.11528 0.09262 -0.0343 1.0029 0.9971