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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1634 0.07887 0.07324 0.0725 0.3856 0.8096 -2.750 -0.2203 0.07630 0.07077 0.0755 0.3923 0.7337 -2.250 -0.2109 0.06691 0.06049 0.0239 0.3975 0.3739 -2.000 -0.1359 0.06330 0.05584 0.0082 0.3831 0.2616 -1.750 -0.0864 0.06097 0.05283 0.0033 0.3721 0.2190 -1.500 -0.0452 0.05909 0.05040 0.0010 0.3639 0.1966 -1.250 -0.0025 0.05757 0.04856 -0.0011 0.3560 0.1807 -1.000 0.0364 0.05613 0.04681 -0.0025 0.3483 0.1710 -0.750 0.0731 0.05544 0.04563 -0.0029 0.3416 0.1647 -0.500 0.1093 0.05483 0.04490 -0.0038 0.3370 0.1617 -0.250 0.1476 0.05466 0.04461 -0.0050 0.3342 0.1593 0.000 0.1869 0.05495 0.04472 -0.0065 0.3326 0.1579 0.250 0.2262 0.05562 0.04525 -0.0082 0.3319 0.1573 0.500 0.2646 0.05660 0.04615 -0.0099 0.3313 0.1573 0.750 0.3017 0.05787 0.04741 -0.0118 0.3307 0.1579 1.000 0.3372 0.05950 0.04908 -0.0139 0.3306 0.1591 1.250 0.3710 0.06159 0.05124 -0.0162 0.3325 0.1618 1.500 0.4025 0.06400 0.05364 -0.0181 0.3364 0.1661 1.750 0.4322 0.06642 0.05623 -0.0199 0.3412 0.1735 2.000 0.4639 0.07219 0.06248 -0.0297 0.3605 0.1820 2.250 0.4892 0.07486 0.06525 -0.0293 0.3653 0.2053 3.250 0.2392 0.10492 0.09632 -0.0701 0.8714 0.1571 3.500 0.2744 0.10739 0.09860 -0.0714 0.8237 0.1588 4.000 0.3557 0.11517 0.10608 -0.0758 0.7595 0.1694 4.250 0.3842 0.11836 0.10923 -0.0762 0.7309 0.1805 4.500 0.4052 0.12082 0.11177 -0.0757 0.7034 0.2001 4.750 0.4210 0.12243 0.11406 -0.0748 0.6772 0.2737