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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0435 0.07904 0.06820 0.0084 0.9995 1.0005 -2.750 0.0509 0.07680 0.06652 0.0068 0.9995 1.0005 -2.500 0.0571 0.07460 0.06491 0.0051 0.9995 1.0005 -2.250 0.0616 0.07246 0.06340 0.0035 0.9995 1.0005 -2.000 0.0638 0.07041 0.06203 0.0019 0.9995 1.0005 -1.750 0.0627 0.06851 0.06085 0.0005 0.9995 1.0005 -1.500 0.0565 0.06690 0.05999 -0.0005 0.9995 1.0005 -1.250 0.0433 0.06583 0.05964 -0.0006 0.9995 1.0005 -1.000 0.0222 0.06564 0.05999 0.0005 0.9995 1.0005 -0.750 -0.0028 0.06634 0.06090 0.0019 0.9995 1.0005 -0.500 -0.0244 0.06760 0.06208 0.0024 0.9995 1.0005 -0.250 -0.0367 0.06923 0.06340 0.0008 0.9995 1.0005 0.000 -0.0377 0.07125 0.06487 -0.0029 0.9995 1.0005 0.250 -0.0287 0.07365 0.06648 -0.0081 0.9995 1.0005 0.500 -0.0127 0.07633 0.06816 -0.0135 0.9995 1.0005 0.750 0.0061 0.07916 0.06984 -0.0183 0.9995 1.0005 1.000 0.0246 0.08198 0.07146 -0.0220 0.9995 1.0005 1.250 0.0414 0.08471 0.07301 -0.0245 0.9995 1.0005 1.500 0.0564 0.08733 0.07452 -0.0261 0.9995 1.0005 1.750 0.0701 0.08986 0.07604 -0.0273 0.9995 1.0005 2.000 0.0829 0.09235 0.07760 -0.0282 0.9995 1.0005 2.250 0.0953 0.09482 0.07921 -0.0291 0.9995 1.0005 2.500 0.1075 0.09728 0.08087 -0.0298 0.9995 1.0005 2.750 0.1195 0.09973 0.08258 -0.0306 0.9995 1.0005 3.000 0.1315 0.10218 0.08433 -0.0314 0.9995 1.0005 3.250 0.1435 0.10464 0.08613 -0.0321 0.9995 1.0005 3.500 0.1556 0.10710 0.08796 -0.0329 0.9995 1.0005 3.750 0.1677 0.10958 0.08984 -0.0337 0.9995 1.0005 4.000 0.1798 0.11206 0.09175 -0.0346 0.9995 1.0005 4.250 0.1920 0.11456 0.09370 -0.0354 0.9995 1.0005 4.500 0.2043 0.11707 0.09567 -0.0363 0.9995 1.0005 4.750 0.2165 0.11958 0.09768 -0.0372 0.9995 1.0005 5.000 0.2289 0.12211 0.09971 -0.0381 0.9995 1.0005