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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.5726 0.12089 0.10846 0.0940 1.0029 0.6217 -2.750 -0.5748 0.11632 0.10406 0.0916 1.0029 0.6064 -2.500 -0.5732 0.11170 0.09960 0.0885 1.0029 0.5924 -2.250 -0.5674 0.10713 0.09510 0.0842 1.0029 0.5792 -2.000 -0.5456 0.10232 0.09050 0.0800 1.0029 0.5707 -1.750 -0.5251 0.09788 0.08611 0.0741 1.0029 0.5613 -1.500 -0.4950 0.09341 0.08184 0.0690 1.0029 0.5554 -1.250 -0.4615 0.08926 0.07784 0.0630 1.0029 0.5501 -1.000 -0.4225 0.08537 0.07410 0.0562 1.0029 0.5462 -0.750 -0.3795 0.08160 0.07058 0.0500 1.0029 0.5447 -0.500 -0.3333 0.07795 0.06740 0.0440 1.0029 0.5464 -0.250 -0.2845 0.07429 0.06446 0.0383 1.0029 0.5535 0.000 -0.2291 0.07063 0.06179 0.0309 1.0029 0.5692 0.250 -0.1647 0.06694 0.05932 0.0203 1.0029 0.5969 0.500 -0.1036 0.06392 0.05751 0.0085 1.0029 0.6354 0.750 -0.0691 0.06381 0.05815 0.0007 1.0029 0.6714 1.000 -0.0604 0.06629 0.06093 -0.0016 1.0029 0.6987 1.250 0.0370 0.06591 0.06130 -0.0232 0.9494 0.9971 1.500 0.2138 0.06908 0.06032 -0.0573 0.8843 0.9971 1.750 0.2724 0.07192 0.06112 -0.0638 0.8610 0.9971 2.000 0.3120 0.07477 0.06263 -0.0677 0.8461 0.9971 2.250 0.3460 0.07778 0.06461 -0.0711 0.8357 0.9971 2.500 0.3626 0.08113 0.06732 -0.0725 0.8308 0.9971 2.750 0.3763 0.08462 0.07025 -0.0735 0.8284 0.9971 3.000 0.3844 0.08825 0.07340 -0.0738 0.8285 0.9971 3.250 0.3859 0.09197 0.07672 -0.0730 0.8311 0.9971 3.500 0.3888 0.09573 0.08007 -0.0725 0.8347 0.9971 3.750 0.3836 0.09943 0.08346 -0.0707 0.8408 0.9971 4.000 0.3809 0.10305 0.08675 -0.0694 0.8481 0.9971 4.250 0.3819 0.10665 0.09001 -0.0687 0.8560 0.9971 4.500 0.3781 0.11001 0.09306 -0.0672 0.8663 0.9971 4.750 0.3724 0.11311 0.09589 -0.0654 0.8781 0.9971 5.000 0.3697 0.11624 0.09873 -0.0641 0.8910 0.9971