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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0286 0.07461 0.06747 0.0183 0.3085 0.8568 -2.750 -0.0397 0.07298 0.06598 0.0254 0.3096 0.7756 -2.250 -0.1521 0.06688 0.06008 0.0169 0.3129 0.5846 -2.000 0.0222 0.05992 0.05030 -0.0400 0.3095 0.2032 -1.750 0.0680 0.05766 0.04735 -0.0425 0.3086 0.1723 -1.500 0.1094 0.05595 0.04508 -0.0437 0.3080 0.1567 -1.250 0.1447 0.05406 0.04315 -0.0442 0.3079 0.1530 -1.000 0.1828 0.05274 0.04161 -0.0449 0.3082 0.1500 -0.750 0.2212 0.05182 0.04041 -0.0455 0.3088 0.1487 -0.500 0.2577 0.05117 0.03953 -0.0458 0.3087 0.1488 -0.250 0.2935 0.05068 0.03888 -0.0458 0.3070 0.1491 0.000 0.3299 0.05041 0.03842 -0.0460 0.3030 0.1492 0.250 0.3659 0.05042 0.03821 -0.0460 0.2985 0.1489 0.500 0.4015 0.05064 0.03833 -0.0459 0.2980 0.1486 0.750 0.4360 0.05107 0.03881 -0.0459 0.3006 0.1497 1.000 0.4688 0.05178 0.03958 -0.0458 0.3036 0.1528 1.250 0.5005 0.05277 0.04061 -0.0457 0.3068 0.1582 1.500 0.5313 0.05391 0.04188 -0.0457 0.3101 0.1690 1.750 0.5631 0.05476 0.04333 -0.0465 0.3191 0.1882 2.000 0.5993 0.05412 0.04518 -0.0478 0.3253 1.0005 2.250 0.6300 0.05628 0.04729 -0.0487 0.3387 1.0005 2.500 0.6586 0.05894 0.04999 -0.0500 0.3547 1.0005 2.750 0.6861 0.06214 0.05325 -0.0519 0.3746 1.0005 3.000 0.7072 0.06614 0.05764 -0.0561 0.4072 1.0005 3.250 0.7035 0.07325 0.06542 -0.0639 0.4639 1.0005 4.000 0.2450 0.11159 0.10309 -0.0637 0.9143 0.1476 4.250 0.2697 0.11450 0.10588 -0.0655 0.9010 0.1491 4.500 0.3005 0.11825 0.10948 -0.0681 0.8832 0.1524 4.750 0.3174 0.11985 0.11094 -0.0680 0.8564 0.1562 5.000 0.3579 0.12452 0.11561 -0.0717 0.8314 0.1675