XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: agora05 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0956 0.03616 0.02580 -0.0278 0.9992 0.2617 -2.750 -0.0666 0.03534 0.02519 -0.0278 0.9992 0.3143 -2.500 -0.0363 0.03330 0.02447 -0.0273 0.9992 0.4958 -2.250 0.1432 0.02757 0.01982 -0.0490 0.9169 1.0008 -2.000 0.1683 0.02855 0.02054 -0.0464 0.8875 1.0008 -1.750 0.1841 0.02980 0.02161 -0.0418 0.8582 1.0008 -1.500 0.1939 0.03138 0.02304 -0.0354 0.8252 1.0008 -1.250 0.2010 0.03288 0.02447 -0.0283 0.7808 1.0008 -1.000 0.2009 0.03513 0.02660 -0.0188 0.7261 1.0008 -0.750 0.2000 0.03775 0.02907 -0.0091 0.6575 1.0008 -0.500 0.2432 0.03552 0.02734 -0.0119 0.4623 1.0008 -0.250 0.2533 0.03416 0.02523 -0.0031 0.4204 1.0008 0.000 0.2732 0.03409 0.02443 0.0012 0.3877 1.0008 0.250 0.2978 0.03460 0.02441 0.0032 0.3625 1.0008 0.500 0.3233 0.03527 0.02467 0.0048 0.3428 1.0008 0.750 0.3488 0.03599 0.02508 0.0064 0.3293 1.0008 1.000 0.3760 0.03685 0.02573 0.0075 0.3171 1.0008 1.250 0.4025 0.03787 0.02650 0.0088 0.3055 1.0008 1.500 0.4306 0.03899 0.02749 0.0095 0.2952 1.0008 1.750 0.4588 0.04022 0.02860 0.0103 0.2885 1.0008 2.000 0.4873 0.04162 0.02990 0.0110 0.2817 1.0008 2.250 0.5162 0.04315 0.03135 0.0114 0.2742 1.0008 2.500 0.5465 0.04486 0.03308 0.0111 0.2675 1.0008 2.750 0.5784 0.04688 0.03524 0.0103 0.2642 1.0008 3.000 0.6109 0.04918 0.03774 0.0090 0.2617 1.0008 3.250 0.6409 0.05162 0.04018 0.0083 0.2581 1.0008 3.500 0.6749 0.05498 0.04396 0.0045 0.2549 1.0008 3.750 0.7073 0.05906 0.04845 0.0002 0.2547 1.0008 4.000 0.7393 0.06524 0.05518 -0.0075 0.2604 1.0008