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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.1529 0.07099 0.06394 -0.0059 0.3969 0.4418 -2.500 -0.0884 0.06690 0.05895 -0.0246 0.3885 0.3384 -2.250 -0.0389 0.06399 0.05531 -0.0324 0.3817 0.2888 -2.000 0.0060 0.06171 0.05226 -0.0370 0.3766 0.2570 -1.750 0.0466 0.05945 0.04960 -0.0394 0.3726 0.2377 -1.500 0.0891 0.05762 0.04725 -0.0416 0.3693 0.2214 -1.250 0.1316 0.05628 0.04526 -0.0433 0.3668 0.2076 -1.000 0.1698 0.05479 0.04354 -0.0439 0.3651 0.2009 -0.750 0.2128 0.05393 0.04210 -0.0451 0.3640 0.1931 -0.500 0.2551 0.05330 0.04105 -0.0460 0.3636 0.1893 -0.250 0.2966 0.05274 0.04027 -0.0469 0.3640 0.1875 0.000 0.3376 0.05242 0.03981 -0.0476 0.3651 0.1874 0.250 0.3768 0.05238 0.03968 -0.0482 0.3658 0.1893 0.500 0.4131 0.05253 0.03985 -0.0484 0.3642 0.1936 0.750 0.4467 0.05313 0.04040 -0.0483 0.3602 0.2021 1.000 0.4779 0.05347 0.04103 -0.0483 0.3567 0.2147 1.250 0.5083 0.05401 0.04192 -0.0483 0.3545 0.2378 1.500 0.5375 0.05413 0.04307 -0.0484 0.3564 0.3136 2.000 0.6085 0.05630 0.04613 -0.0499 0.3658 1.0005 2.250 0.6363 0.05882 0.04849 -0.0506 0.3725 1.0005 2.500 0.6629 0.06146 0.05105 -0.0515 0.3801 1.0005 2.750 0.6855 0.06464 0.05428 -0.0531 0.3911 1.0005 3.000 0.7016 0.06836 0.05820 -0.0553 0.4059 1.0005 3.250 0.7105 0.07294 0.06297 -0.0578 0.4242 1.0005 3.500 0.6844 0.08013 0.07065 -0.0614 0.4545 1.0005 4.000 0.5082 0.10323 0.09512 -0.0710 0.5952 1.0005 4.250 0.2647 0.11468 0.10532 -0.0636 0.9065 0.2034 4.500 0.2637 0.11699 0.10753 -0.0619 0.9283 0.2080 4.750 0.2669 0.11892 0.10953 -0.0607 0.9403 0.2157