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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3680 0.08662 0.08157 0.0361 0.9995 0.4878 -2.750 -0.3374 0.08202 0.07691 0.0221 0.9995 0.4284 -2.500 -0.2939 0.07737 0.07243 0.0126 0.9995 0.3850 -2.250 -0.0505 0.06300 0.05716 -0.0341 0.7717 0.2971 -2.000 0.0256 0.05962 0.05126 -0.0409 0.5322 0.2763 -1.750 0.0587 0.05839 0.04907 -0.0414 0.5073 0.2695 -1.500 0.0978 0.05735 0.04709 -0.0432 0.4915 0.2615 -1.250 0.1374 0.05646 0.04543 -0.0445 0.4799 0.2570 -1.000 0.1783 0.05547 0.04392 -0.0459 0.4714 0.2546 -0.750 0.2204 0.05480 0.04270 -0.0473 0.4646 0.2542 -0.500 0.2632 0.05432 0.04173 -0.0487 0.4598 0.2561 -0.250 0.3053 0.05387 0.04107 -0.0499 0.4563 0.2609 0.000 0.3454 0.05353 0.04071 -0.0509 0.4539 0.2702 0.250 0.3842 0.05337 0.04065 -0.0518 0.4524 0.2850 0.500 0.4204 0.05325 0.04088 -0.0525 0.4519 0.3136 0.750 0.4533 0.05288 0.04135 -0.0530 0.4522 0.3684 1.000 0.4971 0.05120 0.04171 -0.0543 0.4532 1.0005 1.250 0.5344 0.05313 0.04265 -0.0546 0.4551 1.0005 1.500 0.5655 0.05522 0.04421 -0.0551 0.4568 1.0005 1.750 0.5929 0.05758 0.04626 -0.0558 0.4571 1.0005 2.000 0.6164 0.06022 0.04871 -0.0564 0.4561 1.0005 2.250 0.6371 0.06318 0.05153 -0.0571 0.4546 1.0005 2.500 0.6549 0.06649 0.05474 -0.0580 0.4540 1.0005 2.750 0.6687 0.07024 0.05845 -0.0591 0.4565 1.0005 3.000 0.6849 0.07415 0.06226 -0.0604 0.4623 1.0005 3.250 0.6708 0.08000 0.06838 -0.0623 0.4758 1.0005 3.500 0.6440 0.08670 0.07531 -0.0638 0.4923 1.0005 3.750 0.6185 0.09349 0.08218 -0.0655 0.5114 1.0005 4.000 0.5546 0.10137 0.09035 -0.0657 0.5404 1.0005 4.250 0.5241 0.10746 0.09649 -0.0670 0.5705 1.0005 4.500 0.4980 0.11331 0.10236 -0.0684 0.6074 1.0005 4.750 0.4378 0.11765 0.10701 -0.0671 0.6627 1.0005