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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1793 0.07239 0.06796 -0.0075 0.7242 0.4256 -2.750 -0.1047 0.06789 0.06085 -0.0251 0.4744 0.3412 -2.500 -0.0674 0.06557 0.05769 -0.0305 0.4538 0.3066 -2.250 -0.0303 0.06330 0.05475 -0.0342 0.4400 0.2817 -2.000 0.0131 0.06152 0.05206 -0.0385 0.4294 0.2589 -1.750 0.0491 0.05945 0.04961 -0.0398 0.4217 0.2466 -1.500 0.0884 0.05792 0.04751 -0.0414 0.4154 0.2357 -1.250 0.1316 0.05691 0.04561 -0.0434 0.4105 0.2251 -1.000 0.1719 0.05555 0.04396 -0.0445 0.4069 0.2206 -0.750 0.2142 0.05460 0.04259 -0.0457 0.4042 0.2166 -0.500 0.2568 0.05393 0.04153 -0.0468 0.4023 0.2146 -0.250 0.2989 0.05347 0.04080 -0.0479 0.4012 0.2150 0.000 0.3402 0.05321 0.04037 -0.0488 0.4009 0.2181 0.250 0.3803 0.05318 0.04025 -0.0496 0.4015 0.2239 0.500 0.4174 0.05315 0.04043 -0.0502 0.4028 0.2340 0.750 0.4524 0.05335 0.04089 -0.0506 0.4039 0.2499 1.000 0.4846 0.05363 0.04161 -0.0508 0.4032 0.2781 1.250 0.5118 0.05325 0.04250 -0.0506 0.4007 0.3672 1.500 0.5552 0.05363 0.04340 -0.0511 0.3957 1.0005 1.750 0.5846 0.05580 0.04499 -0.0509 0.3930 1.0005 2.000 0.6131 0.05811 0.04698 -0.0512 0.3938 1.0005 2.250 0.6378 0.06049 0.04950 -0.0526 0.4005 1.0005 2.500 0.6619 0.06343 0.05235 -0.0537 0.4070 1.0005 2.750 0.6820 0.06667 0.05564 -0.0553 0.4152 1.0005 3.000 0.6979 0.07054 0.05954 -0.0570 0.4255 1.0005 3.250 0.6978 0.07549 0.06474 -0.0592 0.4405 1.0005 3.500 0.6869 0.08143 0.07088 -0.0614 0.4589 1.0005 3.750 0.6277 0.09043 0.08035 -0.0638 0.4903 1.0005 4.000 0.5784 0.09889 0.08904 -0.0663 0.5278 1.0005 4.500 0.4233 0.11490 0.10616 -0.0703 0.6929 1.0005 4.750 0.2747 0.11981 0.11090 -0.0614 0.9468 0.3110 5.000 0.2647 0.11812 0.11094 -0.0576 0.9600 0.8554