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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3121 0.07387 0.07017 0.0404 0.9995 0.4633 -2.750 -0.2393 0.07074 0.06617 0.0196 0.6397 0.3720 -2.500 -0.1972 0.06906 0.06322 0.0114 0.5641 0.3237 -2.250 -0.1561 0.06693 0.06039 0.0065 0.5238 0.2939 -2.000 -0.1126 0.06508 0.05790 0.0018 0.4959 0.2697 -1.750 -0.0685 0.06381 0.05580 -0.0021 0.4747 0.2490 -1.500 -0.0309 0.06183 0.05378 -0.0041 0.4566 0.2393 -1.250 0.0124 0.06125 0.05238 -0.0068 0.4436 0.2253 -1.000 0.0533 0.06012 0.05119 -0.0092 0.4334 0.2191 -0.750 0.0948 0.05964 0.05031 -0.0113 0.4259 0.2124 -0.500 0.1353 0.05978 0.04985 -0.0126 0.4196 0.2068 -0.250 0.1791 0.06030 0.05010 -0.0157 0.4145 0.2040 0.000 0.2206 0.06089 0.05060 -0.0186 0.4096 0.2035 0.250 0.2600 0.06182 0.05147 -0.0214 0.4060 0.2055 0.500 0.2976 0.06311 0.05286 -0.0246 0.4052 0.2109 0.750 0.3345 0.06509 0.05492 -0.0283 0.4075 0.2190 1.000 0.3684 0.06738 0.05727 -0.0317 0.4112 0.2287 1.250 0.3982 0.06969 0.05975 -0.0345 0.4147 0.2429 1.500 0.4257 0.07203 0.06229 -0.0364 0.4176 0.2624 1.750 0.4475 0.07667 0.06743 -0.0458 0.4319 0.2791 2.000 0.4664 0.07966 0.07104 -0.0488 0.4411 0.3260 2.500 0.4708 0.08953 0.08297 -0.0649 0.5081 1.0005 3.250 0.0872 0.09825 0.08910 -0.0451 0.9995 0.2020 3.500 0.1058 0.10056 0.09116 -0.0460 0.9995 0.2039 3.750 0.1246 0.10291 0.09345 -0.0471 0.9995 0.2079 4.000 0.1430 0.10539 0.09586 -0.0481 0.9995 0.2138 4.250 0.1610 0.10798 0.09833 -0.0491 0.9995 0.2212 4.500 0.1794 0.11066 0.10098 -0.0502 0.9995 0.2307 4.750 0.1979 0.11344 0.10379 -0.0513 0.9995 0.2448 5.000 0.2173 0.11634 0.10685 -0.0527 0.9995 0.2656