XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: lb561 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2969 0.07780 0.07052 0.0300 0.9995 0.4259 -2.750 -0.2664 0.07424 0.06698 0.0228 0.9995 0.4094 -2.500 -0.2333 0.07055 0.06364 0.0182 0.9995 0.3981 -2.250 -0.1909 0.06754 0.06075 0.0098 0.9995 0.3847 -2.000 -0.1544 0.06547 0.06007 0.0017 0.9995 0.3800 -1.750 -0.2035 0.07096 0.06599 0.0014 0.9995 0.3813 -1.500 0.0591 0.06586 0.05939 -0.0447 0.7665 0.3749 -1.250 0.1029 0.06599 0.05892 -0.0478 0.7307 0.3778 -1.000 0.1416 0.06658 0.05898 -0.0509 0.7041 0.3825 -0.750 0.1752 0.06735 0.05953 -0.0538 0.6844 0.3900 -0.500 0.2105 0.06820 0.06013 -0.0559 0.6690 0.4029 -0.250 0.2401 0.06978 0.06158 -0.0595 0.6595 0.4164 0.000 0.2680 0.07126 0.06308 -0.0621 0.6527 0.4357 0.250 0.2959 0.07270 0.06466 -0.0639 0.6469 0.4638 0.500 0.3186 0.07419 0.06656 -0.0652 0.6434 0.5037 0.750 0.3321 0.07566 0.06882 -0.0661 0.6427 0.5603 1.000 0.3563 0.07736 0.07144 -0.0693 0.6434 1.0005 1.250 0.3592 0.08111 0.07460 -0.0716 0.6495 1.0005 1.500 0.3568 0.08474 0.07769 -0.0725 0.6582 1.0005 1.750 0.3668 0.08843 0.08054 -0.0735 0.6663 1.0005 2.000 0.3567 0.09160 0.08335 -0.0726 0.6794 1.0005 2.250 0.3524 0.09497 0.08621 -0.0722 0.6946 1.0005 2.500 0.3387 0.09783 0.08880 -0.0712 0.7140 1.0005 2.750 0.3411 0.10114 0.09155 -0.0714 0.7336 1.0005 3.000 0.3441 0.10469 0.09454 -0.0720 0.7568 1.0005 3.250 0.3090 0.10579 0.09580 -0.0687 0.7958 1.0005 3.500 0.2958 0.10815 0.09789 -0.0674 0.8364 1.0005 3.750 0.2673 0.10936 0.09908 -0.0636 0.8931 1.0005 4.000 0.1578 0.10369 0.09475 -0.0448 0.9971 1.0005 4.250 0.1720 0.10629 0.09651 -0.0444 0.9995 1.0005 4.500 0.1880 0.10900 0.09840 -0.0446 0.9995 1.0005 4.750 0.2029 0.11170 0.10040 -0.0449 0.9995 1.0005 5.000 0.2171 0.11443 0.10251 -0.0453 0.9995 1.0005