XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: lb461 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3495 0.08830 0.08020 0.0218 0.9995 0.4336 -2.750 -0.3263 0.08466 0.07661 0.0168 0.9995 0.4164 -2.500 -0.2980 0.08111 0.07316 0.0122 0.9995 0.4018 -2.250 -0.2647 0.07769 0.06983 0.0073 0.9995 0.3889 -2.000 -0.2253 0.07443 0.06661 0.0015 0.9995 0.3770 -1.750 -0.1867 0.07132 0.06380 -0.0020 0.9995 0.3696 -1.500 -0.1435 0.06873 0.06133 -0.0071 0.9995 0.3626 -1.250 -0.1078 0.06700 0.05984 -0.0107 0.9995 0.3605 -1.000 0.0851 0.06128 0.05408 -0.0429 0.8255 0.3816 -0.750 0.1580 0.05911 0.05158 -0.0501 0.7300 0.4015 -0.500 0.2039 0.05843 0.05058 -0.0535 0.6793 0.4196 -0.250 0.2518 0.05763 0.04955 -0.0565 0.6492 0.4439 0.000 0.3081 0.05562 0.04755 -0.0586 0.6288 0.4872 0.250 0.3498 0.05339 0.04624 -0.0580 0.6163 0.5811 0.500 0.4220 0.05339 0.04584 -0.0644 0.6038 1.0005 0.750 0.4687 0.05549 0.04606 -0.0659 0.5967 1.0005 1.000 0.4927 0.05855 0.04831 -0.0669 0.5932 1.0005 1.250 0.5104 0.06200 0.05124 -0.0679 0.5917 1.0005 1.500 0.5219 0.06595 0.05482 -0.0689 0.5921 1.0005 1.750 0.5283 0.07028 0.05883 -0.0697 0.5942 1.0005 2.000 0.5318 0.07481 0.06310 -0.0704 0.5974 1.0005 2.250 0.5009 0.08103 0.06940 -0.0698 0.6060 1.0005 2.500 0.4998 0.08564 0.07371 -0.0701 0.6120 1.0005 2.750 0.4735 0.09084 0.07886 -0.0685 0.6218 1.0005 3.000 0.4774 0.09535 0.08303 -0.0691 0.6295 1.0005 3.250 0.4310 0.09979 0.08762 -0.0661 0.6451 1.0005 3.500 0.4176 0.10385 0.09150 -0.0654 0.6589 1.0005 3.750 0.4213 0.10794 0.09526 -0.0661 0.6716 1.0005 4.000 0.4289 0.11223 0.09923 -0.0674 0.6850 1.0005 4.250 0.4178 0.11596 0.10279 -0.0670 0.7054 1.0005 4.500 0.4134 0.11987 0.10648 -0.0674 0.7294 1.0005 4.750 0.4000 0.12320 0.10968 -0.0669 0.7630 1.0005 5.000 0.3794 0.12614 0.11255 -0.0656 0.8145 1.0005