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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3475 0.09305 0.08283 0.0401 0.9995 0.5849 -2.750 -0.3394 0.08975 0.07969 0.0383 0.9995 0.5771 -2.500 -0.3280 0.08645 0.07653 0.0357 0.9995 0.5696 -2.250 -0.3108 0.08321 0.07338 0.0323 0.9995 0.5635 -2.000 -0.2869 0.08000 0.07035 0.0290 0.9995 0.5594 -1.750 -0.2586 0.07693 0.06746 0.0251 0.9995 0.5572 -1.500 -0.2260 0.07402 0.06478 0.0211 0.9995 0.5579 -1.250 -0.1902 0.07133 0.06235 0.0170 0.9995 0.5634 -1.000 -0.1550 0.06880 0.06032 0.0142 0.9995 0.5751 -0.750 -0.1200 0.06663 0.05875 0.0116 0.9995 0.5924 -0.500 -0.0888 0.06515 0.05794 0.0090 0.9995 0.6139 -0.250 -0.0683 0.06512 0.05865 0.0066 0.9995 0.6342 0.000 -0.0692 0.06786 0.06180 0.0043 0.9995 0.6422 0.250 -0.0753 0.07159 0.06550 0.0015 0.9995 0.6468 0.500 -0.0728 0.07423 0.06820 -0.0008 0.9995 0.6603 0.750 -0.0642 0.07623 0.07035 -0.0031 0.9995 0.6837 1.000 0.0766 0.07758 0.07238 -0.0322 0.9096 1.0005 1.250 0.1582 0.08223 0.07493 -0.0486 0.8779 1.0005 1.500 0.2015 0.08606 0.07710 -0.0546 0.8613 1.0005 1.750 0.2323 0.08959 0.07924 -0.0574 0.8504 1.0005 2.000 0.2466 0.09265 0.08133 -0.0578 0.8452 1.0005 2.250 0.2575 0.09565 0.08354 -0.0579 0.8425 1.0005 2.500 0.2672 0.09868 0.08588 -0.0580 0.8420 1.0005 2.750 0.2757 0.10171 0.08829 -0.0580 0.8436 1.0005 3.000 0.2849 0.10486 0.09086 -0.0583 0.8467 1.0005 3.250 0.2869 0.10755 0.09312 -0.0576 0.8532 1.0005 3.500 0.2900 0.11034 0.09546 -0.0571 0.8616 1.0005 3.750 0.2895 0.11280 0.09757 -0.0562 0.8728 1.0005 4.000 0.2908 0.11545 0.09983 -0.0555 0.8862 1.0005 4.250 0.2869 0.11757 0.10163 -0.0539 0.9040 1.0005 4.500 0.2792 0.11927 0.10305 -0.0515 0.9264 1.0005 4.750 0.2638 0.12009 0.10365 -0.0473 0.9564 1.0005 5.000 0.2264 0.11829 0.10180 -0.0381 0.9995 1.0005