XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: agora02 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1841 0.04542 0.03438 0.0009 0.9988 0.5942 -2.750 -0.1589 0.04421 0.03324 0.0004 0.9988 0.6118 -2.500 -0.1292 0.04317 0.03217 -0.0015 0.9988 0.6303 -2.250 -0.1019 0.04226 0.03136 -0.0023 0.9988 0.6550 -2.000 -0.0788 0.04135 0.03080 -0.0016 0.9988 0.6908 -1.750 -0.0560 0.04041 0.03032 -0.0006 0.9988 0.7434 -1.500 -0.0259 0.03912 0.02996 -0.0005 0.9988 0.8675 -1.250 0.0338 0.03889 0.02886 -0.0133 0.9988 1.0012 -1.000 0.0698 0.03979 0.02896 -0.0166 0.9988 1.0012 -0.750 0.0960 0.04076 0.02960 -0.0176 0.9988 1.0012 -0.500 0.1180 0.04208 0.03089 -0.0186 0.9988 1.0012 -0.250 0.3204 0.05607 0.04471 -0.0417 0.6784 1.0012 0.000 0.3266 0.06123 0.04963 -0.0371 0.6150 1.0012 0.250 0.3431 0.06537 0.05361 -0.0364 0.5701 1.0012 0.500 0.3690 0.06831 0.05650 -0.0404 0.5438 1.0012 1.000 0.4177 0.07383 0.06189 -0.0482 0.5153 1.0012 1.500 0.4545 0.08047 0.06838 -0.0544 0.5028 1.0012 1.750 0.4702 0.08424 0.07206 -0.0569 0.5005 1.0012 2.000 0.4795 0.08850 0.07626 -0.0597 0.5019 1.0012 2.250 0.4866 0.09284 0.08053 -0.0622 0.5049 1.0012 2.500 0.4939 0.09676 0.08436 -0.0639 0.5053 1.0012 2.750 0.5026 0.10012 0.08763 -0.0649 0.5014 1.0012 3.000 0.5093 0.10323 0.09065 -0.0655 0.4958 1.0012 3.250 0.5235 0.10631 0.09362 -0.0657 0.4880 1.0012 3.500 0.5155 0.11064 0.09788 -0.0669 0.4965 1.0012 3.750 0.5153 0.11609 0.10327 -0.0691 0.5129 1.0012 4.250 0.5162 0.12696 0.11408 -0.0772 0.5808 1.0012 4.500 0.5208 0.13034 0.11738 -0.0785 0.5885 1.0012 4.750 0.5224 0.13312 0.12010 -0.0792 0.5936 1.0012 5.000 0.5341 0.13729 0.12420 -0.0808 0.5982 1.0012