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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2833 0.07925 0.07445 0.0746 0.4950 0.6725 -2.750 -0.3040 0.07460 0.06980 0.0577 0.5073 0.5457 -2.500 -0.2242 0.06965 0.06352 0.0205 0.4778 0.3512 -2.250 -0.1721 0.06648 0.05960 0.0112 0.4498 0.2901 -2.000 -0.1192 0.06441 0.05670 0.0039 0.4285 0.2477 -1.750 -0.0763 0.06264 0.05429 0.0007 0.4136 0.2255 -1.500 -0.0407 0.06037 0.05205 -0.0007 0.4018 0.2167 -1.250 0.0020 0.05948 0.05042 -0.0029 0.3932 0.2028 -1.000 0.0399 0.05816 0.04911 -0.0046 0.3862 0.1974 -0.750 0.0802 0.05738 0.04809 -0.0064 0.3790 0.1908 -0.500 0.1210 0.05737 0.04747 -0.0076 0.3722 0.1844 -0.250 0.1572 0.05717 0.04692 -0.0081 0.3664 0.1819 0.000 0.1971 0.05749 0.04710 -0.0100 0.3633 0.1794 0.250 0.2371 0.05825 0.04777 -0.0121 0.3623 0.1778 0.500 0.2761 0.05943 0.04887 -0.0144 0.3625 0.1777 0.750 0.3132 0.06095 0.05035 -0.0165 0.3631 0.1793 1.000 0.3483 0.06278 0.05216 -0.0187 0.3637 0.1825 1.250 0.3804 0.06473 0.05424 -0.0208 0.3645 0.1892 1.500 0.4147 0.06770 0.05760 -0.0265 0.3699 0.2000 1.750 0.4437 0.07208 0.06239 -0.0338 0.3822 0.2124 2.000 0.4689 0.07494 0.06546 -0.0353 0.3898 0.2376 2.250 0.4861 0.08172 0.07271 -0.0477 0.4241 0.2500 2.500 0.4674 0.09359 0.08463 -0.0673 0.5292 0.2217 3.250 0.0801 0.09688 0.08837 -0.0447 0.9995 0.1762 4.000 0.2261 0.10992 0.10060 -0.0634 0.9299 0.1819 4.250 0.2898 0.11652 0.10718 -0.0714 0.8950 0.1952 4.500 0.3201 0.11833 0.10903 -0.0727 0.8469 0.2126 4.750 0.3633 0.12267 0.11392 -0.0763 0.8153 0.2694 5.000 0.3968 0.12534 0.11777 -0.0770 0.7854 1.0005