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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.1617 0.06947 0.06248 -0.0019 0.2860 0.9577 -2.750 0.0822 0.06992 0.06305 0.0123 0.2865 0.8813 -2.500 0.0128 0.06920 0.06245 0.0224 0.2870 0.8235 -2.250 -0.0501 0.06715 0.06054 0.0296 0.2877 0.7712 -1.750 0.0664 0.05665 0.04698 -0.0424 0.2870 0.1826 -1.500 0.1117 0.05458 0.04427 -0.0442 0.2870 0.1532 -1.250 0.1522 0.05293 0.04216 -0.0449 0.2874 0.1373 -1.000 0.1897 0.05139 0.04032 -0.0453 0.2880 0.1273 -0.750 0.2270 0.05059 0.03915 -0.0453 0.2872 0.1203 -0.500 0.2617 0.04978 0.03818 -0.0454 0.2842 0.1182 -0.250 0.2951 0.04942 0.03756 -0.0453 0.2796 0.1183 0.000 0.3276 0.04974 0.03747 -0.0450 0.2757 0.1204 0.250 0.3623 0.04995 0.03753 -0.0449 0.2761 0.1233 0.500 0.3974 0.04972 0.03755 -0.0451 0.2787 0.1286 0.750 0.4318 0.05014 0.03811 -0.0452 0.2822 0.1325 1.000 0.4648 0.05089 0.03894 -0.0451 0.2861 0.1353 1.250 0.4961 0.05196 0.04000 -0.0449 0.2898 0.1381 1.500 0.5276 0.05287 0.04113 -0.0449 0.2953 0.1432 1.750 0.5591 0.05424 0.04285 -0.0455 0.3048 0.1529 2.000 0.5908 0.05561 0.04469 -0.0463 0.3167 0.1727 2.250 0.6285 0.05525 0.04705 -0.0488 0.3341 1.0005 2.500 0.6593 0.05817 0.04992 -0.0504 0.3562 1.0005 2.750 0.6879 0.06149 0.05355 -0.0539 0.3886 1.0005 3.000 0.7084 0.06666 0.05923 -0.0610 0.4421 1.0005 3.500 0.2215 0.10532 0.09730 -0.0632 0.8942 0.1218 3.750 0.2489 0.10824 0.10010 -0.0653 0.8775 0.1255 4.000 0.2792 0.11117 0.10295 -0.0675 0.8541 0.1302 4.250 0.3100 0.11434 0.10599 -0.0693 0.8281 0.1338 4.500 0.3493 0.11804 0.10952 -0.0718 0.7973 0.1376 4.750 0.3745 0.12002 0.11140 -0.0718 0.7615 0.1418 5.000 0.4027 0.12231 0.11364 -0.0721 0.7264 0.1511