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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0383 0.08866 0.07539 -0.0080 0.9995 1.0005 -2.750 0.0381 0.08672 0.07385 -0.0073 0.9995 1.0005 -2.500 0.0369 0.08475 0.07230 -0.0066 0.9995 1.0005 -2.250 0.0344 0.08273 0.07071 -0.0058 0.9995 1.0005 -2.000 0.0303 0.08067 0.06909 -0.0048 0.9995 1.0005 -1.750 0.0245 0.07855 0.06743 -0.0037 0.9995 1.0005 -1.500 0.0164 0.07636 0.06572 -0.0023 0.9995 1.0005 -1.250 0.0059 0.07408 0.06392 -0.0006 0.9995 1.0005 -1.000 -0.0066 0.07172 0.06202 0.0012 0.9995 1.0005 -0.750 -0.0172 0.06940 0.06002 0.0023 0.9995 1.0005 -0.500 -0.0129 0.06750 0.05804 0.0002 0.9995 1.0005 -0.250 0.0202 0.06675 0.05660 -0.0070 0.9995 1.0005 0.000 0.0655 0.06749 0.05621 -0.0141 0.9995 1.0005 0.250 0.0961 0.06921 0.05708 -0.0175 0.9995 1.0005 0.500 0.1066 0.07192 0.05941 -0.0191 0.9995 1.0005 0.750 0.1021 0.07560 0.06281 -0.0201 0.9995 1.0005 1.000 0.0968 0.07937 0.06611 -0.0211 0.9995 1.0005 1.250 0.0965 0.08281 0.06893 -0.0221 0.9995 1.0005 1.500 0.0998 0.08596 0.07140 -0.0231 0.9995 1.0005 1.750 0.1052 0.08892 0.07366 -0.0240 0.9995 1.0005 2.000 0.1121 0.09175 0.07580 -0.0248 0.9995 1.0005 2.250 0.1201 0.09451 0.07789 -0.0256 0.9995 1.0005 2.500 0.1288 0.09720 0.07992 -0.0264 0.9995 1.0005 2.750 0.1382 0.09985 0.08194 -0.0272 0.9995 1.0005 3.000 0.1480 0.10246 0.08394 -0.0280 0.9995 1.0005 3.250 0.1583 0.10505 0.08593 -0.0288 0.9995 1.0005 3.500 0.1689 0.10762 0.08793 -0.0296 0.9995 1.0005 3.750 0.1798 0.11017 0.08994 -0.0304 0.9995 1.0005 4.000 0.1909 0.11273 0.09196 -0.0312 0.9995 1.0005 4.250 0.2022 0.11527 0.09399 -0.0320 0.9995 1.0005 4.500 0.2137 0.11782 0.09603 -0.0329 0.9995 1.0005 4.750 0.2254 0.12036 0.09809 -0.0338 0.9995 1.0005 5.000 0.2372 0.12291 0.10018 -0.0346 0.9995 1.0005