XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: LISSAMAN 7769 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.2756 0.01503 0.00646 -0.0300 0.4816 0.1323 0.500 0.3323 0.01518 0.00672 -0.0299 0.4767 0.1504 1.000 0.3884 0.01516 0.00676 -0.0297 0.4733 0.1716 1.500 0.4442 0.01512 0.00677 -0.0294 0.4708 0.1962 2.000 0.4997 0.01514 0.00714 -0.0294 0.4660 0.2351 2.500 0.5667 0.01346 0.00737 -0.0314 0.4626 1.0000 3.000 0.6219 0.01382 0.00754 -0.0309 0.4600 1.0000 3.500 0.6764 0.01444 0.00828 -0.0307 0.4547 1.0000 4.000 0.7322 0.01445 0.00814 -0.0301 0.4502 1.0000 4.500 0.7870 0.01475 0.00850 -0.0298 0.4434 1.0000 5.000 0.8428 0.01490 0.00858 -0.0294 0.4395 1.0000 5.500 0.8971 0.01537 0.00919 -0.0291 0.4336 1.0000 6.000 0.9538 0.01454 0.00827 -0.0283 0.4220 1.0000 6.500 1.0099 0.01391 0.00762 -0.0277 0.4098 1.0000 7.000 1.0659 0.01292 0.00660 -0.0270 0.3862 1.0000 7.500 1.1205 0.01268 0.00635 -0.0266 0.3466 1.0000 8.000 1.1701 0.01351 0.00685 -0.0263 0.2723 1.0000 8.500 1.1988 0.01758 0.01010 -0.0260 0.1376 1.0000 9.000 1.2232 0.02158 0.01362 -0.0259 0.0577 1.0000 9.500 1.2396 0.02642 0.01840 -0.0273 0.0240 1.0000 10.000 1.2357 0.03262 0.02468 -0.0292 0.0099 1.0000 10.500 1.2287 0.03830 0.03044 -0.0291 0.0060 1.0000 11.000 1.2321 0.04304 0.03532 -0.0290 0.0056 1.0000 11.500 1.2358 0.04787 0.04029 -0.0290 0.0053 1.0000 12.000 1.2398 0.05280 0.04541 -0.0292 0.0052 1.0000 12.500 1.2463 0.05773 0.05048 -0.0296 0.0052 1.0000 13.000 1.2516 0.06315 0.05607 -0.0304 0.0051 1.0000 13.500 1.2550 0.06909 0.06219 -0.0315 0.0050 1.0000 14.000 1.2573 0.07541 0.06870 -0.0329 0.0049 1.0000 14.500 1.2579 0.08222 0.07572 -0.0347 0.0049 1.0000 15.000 1.2577 0.08937 0.08307 -0.0367 0.0049 1.0000 15.500 1.2547 0.09722 0.09117 -0.0393 0.0049 1.0000 16.000 1.2493 0.10573 0.09990 -0.0423 0.0050 1.0000 16.500 1.2427 0.11472 0.10911 -0.0459 0.0050 1.0000 17.000 1.2357 0.12401 0.11862 -0.0499 0.0050 1.0000 17.500 1.2284 0.13362 0.12843 -0.0543 0.0051 1.0000 18.000 1.2247 0.14267 0.13767 -0.0587 0.0051 1.0000 18.500 1.2239 0.15124 0.14641 -0.0632 0.0052 1.0000 19.000 1.2255 0.15925 0.15458 -0.0675 0.0053 1.0000 19.500 1.2293 0.16687 0.16237 -0.0719 0.0053 1.0000 20.000 1.2333 0.17450 0.17018 -0.0764 0.0055 1.0000 20.500 1.2357 0.18257 0.17847 -0.0815 0.0055 1.0000 21.000 1.2359 0.19141 0.18752 -0.0873 0.0057 1.0000 21.500 1.2310 0.20177 0.19813 -0.0944 0.0058 1.0000 22.000 1.2216 0.21403 0.21064 -0.1029 0.0059 1.0000 22.500 1.2060 0.22901 0.22586 -0.1133 0.0061 1.0000 23.000 1.1786 0.25017 0.24724 -0.1268 0.0064 1.0000