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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3037 0.08314 0.07422 0.0483 0.9995 0.5718 -2.750 -0.2893 0.07967 0.07102 0.0448 0.9995 0.5647 -2.500 -0.2714 0.07634 0.06792 0.0406 0.9995 0.5594 -2.250 -0.2471 0.07311 0.06497 0.0361 0.9995 0.5572 -2.000 -0.2185 0.06999 0.06226 0.0320 0.9995 0.5586 -1.750 -0.1879 0.06715 0.06001 0.0279 0.9995 0.5630 -1.500 -0.1586 0.06504 0.05870 0.0230 0.9995 0.5692 -1.250 -0.1561 0.06580 0.06021 0.0189 0.9995 0.5703 -1.000 -0.1756 0.06903 0.06348 0.0164 0.9995 0.5661 -0.750 -0.1821 0.07165 0.06602 0.0129 0.9995 0.5652 -0.500 -0.1777 0.07359 0.06783 0.0091 0.9995 0.5676 -0.250 -0.1669 0.07517 0.06926 0.0051 0.9995 0.5728 0.000 -0.1515 0.07661 0.07048 0.0008 0.9995 0.5805 0.250 -0.1361 0.07772 0.07157 -0.0022 0.9995 0.5909 0.500 -0.1182 0.07887 0.07262 -0.0055 0.9995 0.6057 0.750 -0.1003 0.07987 0.07369 -0.0081 0.9995 0.6248 1.000 -0.0816 0.08082 0.07479 -0.0105 0.9995 0.6513 1.250 -0.0426 0.08147 0.07614 -0.0159 0.9864 0.7150 1.750 0.0120 0.08345 0.07806 -0.0273 0.9763 1.0005 2.000 0.0627 0.08756 0.08068 -0.0372 0.9702 1.0005 2.250 0.0840 0.09026 0.08228 -0.0399 0.9735 1.0005 2.500 0.0955 0.09254 0.08361 -0.0401 0.9812 1.0005 2.750 0.0964 0.09417 0.08452 -0.0381 0.9935 1.0005 3.000 0.1066 0.09643 0.08585 -0.0373 0.9995 1.0005 3.250 0.1239 0.09905 0.08746 -0.0379 0.9995 1.0005 3.500 0.1395 0.10162 0.08913 -0.0382 0.9995 1.0005 3.750 0.1541 0.10419 0.09091 -0.0387 0.9995 1.0005 4.000 0.1681 0.10677 0.09278 -0.0391 0.9995 1.0005 4.250 0.1816 0.10936 0.09474 -0.0397 0.9995 1.0005 4.500 0.1950 0.11197 0.09677 -0.0403 0.9995 1.0005 4.750 0.2082 0.11460 0.09886 -0.0410 0.9995 1.0005 5.000 0.2212 0.11725 0.10100 -0.0417 0.9995 1.0005