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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.2743 0.01206 0.00406 -0.0287 0.4622 0.1182 0.500 0.3313 0.01215 0.00413 -0.0285 0.4592 0.1334 1.000 0.3884 0.01217 0.00424 -0.0283 0.4552 0.1498 1.500 0.4452 0.01213 0.00427 -0.0282 0.4521 0.1689 2.000 0.5018 0.01213 0.00429 -0.0280 0.4494 0.1944 2.500 0.5683 0.01014 0.00456 -0.0303 0.4456 1.0000 3.000 0.6240 0.01039 0.00471 -0.0299 0.4422 1.0000 3.500 0.6798 0.01060 0.00477 -0.0294 0.4386 1.0000 4.000 0.7355 0.01073 0.00497 -0.0291 0.4328 1.0000 4.500 0.7915 0.01084 0.00498 -0.0287 0.4283 1.0000 5.000 0.8472 0.01110 0.00533 -0.0284 0.4234 1.0000 5.500 0.9033 0.01064 0.00485 -0.0279 0.4102 1.0000 6.000 0.9593 0.01038 0.00455 -0.0276 0.3962 1.0000 6.500 1.0151 0.01014 0.00430 -0.0273 0.3644 1.0000 7.000 1.0633 0.01146 0.00504 -0.0270 0.2456 1.0000 7.500 1.1051 0.01403 0.00705 -0.0267 0.1448 1.0000 8.000 1.1318 0.01846 0.01071 -0.0264 0.0118 1.0000 8.500 1.1747 0.02010 0.01242 -0.0261 0.0041 1.0000 9.000 1.2156 0.02181 0.01423 -0.0258 0.0037 1.0000 9.500 1.2500 0.02427 0.01687 -0.0262 0.0036 1.0000 10.000 1.2655 0.02935 0.02215 -0.0290 0.0036 1.0000 10.500 1.2608 0.03469 0.02765 -0.0288 0.0036 1.0000 11.000 1.2606 0.03973 0.03283 -0.0286 0.0035 1.0000 11.500 1.2606 0.04484 0.03813 -0.0286 0.0035 1.0000 12.000 1.2611 0.05006 0.04349 -0.0287 0.0035 1.0000 12.500 1.2634 0.05532 0.04889 -0.0292 0.0036 1.0000 13.000 1.2651 0.06110 0.05484 -0.0300 0.0036 1.0000 13.500 1.2644 0.06752 0.06143 -0.0312 0.0036 1.0000 14.000 1.2621 0.07444 0.06853 -0.0328 0.0036 1.0000 14.500 1.2567 0.08211 0.07638 -0.0349 0.0037 1.0000 15.000 1.2524 0.08991 0.08435 -0.0372 0.0037 1.0000 15.500 1.2450 0.09846 0.09309 -0.0401 0.0037 1.0000 16.000 1.2366 0.10747 0.10230 -0.0433 0.0038 1.0000 16.500 1.2292 0.11655 0.11155 -0.0469 0.0038 1.0000 17.000 1.2260 0.12505 0.12020 -0.0504 0.0038 1.0000 17.500 1.2271 0.13299 0.12829 -0.0539 0.0039 1.0000 18.000 1.2297 0.14074 0.13618 -0.0576 0.0040 1.0000 18.500 1.2331 0.14840 0.14397 -0.0614 0.0040 1.0000 19.000 1.2378 0.15589 0.15160 -0.0654 0.0041 1.0000 19.500 1.2423 0.16348 0.15935 -0.0698 0.0042 1.0000 20.000 1.2469 0.17114 0.16722 -0.0743 0.0044 1.0000 20.500 1.2500 0.17916 0.17546 -0.0793 0.0046 1.0000 21.000 1.2504 0.18791 0.18444 -0.0850 0.0048 1.0000 21.500 1.2427 0.19900 0.19583 -0.0923 0.0051 1.0000 22.000 1.2306 0.21191 0.20902 -0.1013 0.0054 1.0000 22.500 1.2141 0.22695 0.22431 -0.1117 0.0055 1.0000 23.000 1.1835 0.24887 0.24649 -0.1257 0.0057 1.0000