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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0706 0.06993 0.06393 0.0377 0.2884 1.0005 -2.500 -0.0118 0.06963 0.06383 0.0568 0.2899 0.9376 -2.000 -0.1401 0.06615 0.06053 0.0750 0.2949 0.8126 -1.750 -0.2034 0.06345 0.05806 0.0822 0.2984 0.7729 -1.500 -0.0689 0.05697 0.04885 0.0053 0.2962 0.2394 -1.250 -0.0162 0.05485 0.04578 0.0018 0.2915 0.1814 -1.000 0.0229 0.05291 0.04357 0.0009 0.2881 0.1603 -0.750 0.0616 0.05159 0.04190 0.0003 0.2852 0.1450 -0.500 0.0991 0.05068 0.04066 -0.0001 0.2829 0.1342 -0.250 0.1367 0.05013 0.03971 -0.0003 0.2807 0.1255 0.000 0.1713 0.04965 0.03908 -0.0005 0.2782 0.1206 0.250 0.2058 0.04963 0.03864 -0.0002 0.2756 0.1156 0.500 0.2397 0.04989 0.03872 -0.0002 0.2734 0.1131 0.750 0.2759 0.05061 0.03942 -0.0009 0.2731 0.1119 1.000 0.3103 0.05169 0.04048 -0.0015 0.2737 0.1127 1.250 0.3492 0.05394 0.04326 -0.0046 0.2787 0.1151 1.500 0.3840 0.05666 0.04635 -0.0076 0.2838 0.1188 1.750 0.4156 0.05934 0.04921 -0.0100 0.2875 0.1237 2.000 0.4450 0.06200 0.05195 -0.0117 0.2907 0.1294 2.250 0.4733 0.06469 0.05466 -0.0127 0.2946 0.1371