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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0677 0.06909 0.06306 0.0387 0.2687 1.0005 -2.750 0.0836 0.06685 0.06092 0.0374 0.2670 1.0005 -2.500 0.0994 0.06470 0.05886 0.0360 0.2654 1.0005 -2.000 -0.0488 0.06492 0.05927 0.0655 0.2694 0.8943 -1.500 -0.1701 0.05973 0.05425 0.0809 0.2728 0.7940 -1.250 -0.2228 0.05616 0.05078 0.0823 0.2746 0.7418 -1.000 0.0190 0.05199 0.04265 0.0016 0.2688 0.1642 -0.750 0.0570 0.05028 0.04063 0.0011 0.2665 0.1451 -0.500 0.0947 0.04910 0.03907 0.0009 0.2641 0.1311 -0.250 0.1308 0.04826 0.03790 0.0009 0.2615 0.1216 0.000 0.1664 0.04769 0.03694 0.0011 0.2587 0.1142 0.250 0.2004 0.04737 0.03630 0.0013 0.2563 0.1087 0.500 0.2341 0.04754 0.03630 0.0015 0.2553 0.1052 0.750 0.2688 0.04801 0.03675 0.0013 0.2555 0.1024 1.000 0.3057 0.04903 0.03792 0.0004 0.2572 0.1002 1.250 0.3424 0.05095 0.04017 -0.0014 0.2606 0.0991 1.500 0.3763 0.05311 0.04262 -0.0033 0.2634 0.1002 1.750 0.4085 0.05564 0.04538 -0.0054 0.2663 0.1033 2.000 0.4389 0.05835 0.04820 -0.0071 0.2699 0.1079 2.250 0.4677 0.06094 0.05081 -0.0080 0.2745 0.1151 2.500 0.4989 0.06718 0.05750 -0.0138 0.2942 0.1221 3.000 0.4302 0.09993 0.09181 -0.0687 0.5621 0.1017 3.500 0.4310 0.10420 0.09584 -0.0642 0.5200 0.1052 3.750 0.4634 0.10725 0.09883 -0.0641 0.5072 0.1119 4.000 0.4541 0.10956 0.10104 -0.0623 0.4912 0.1137 4.250 0.4797 0.11260 0.10404 -0.0621 0.4802 0.1230 4.500 0.5382 0.11862 0.11036 -0.0635 0.4751 0.1717 4.750 0.4914 0.11789 0.10930 -0.0604 0.4552 0.1422 5.000 0.5450 0.12149 0.11487 -0.0607 0.4481 1.0005