XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: agora06 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 0.1006 0.03158 0.02102 -0.0466 0.9367 0.3164 -2.500 0.1288 0.03215 0.02175 -0.0457 0.9149 0.3459 -2.250 0.1492 0.03286 0.02269 -0.0432 0.8927 0.3777 -2.000 0.1658 0.03371 0.02375 -0.0396 0.8698 0.4076 -1.750 0.1819 0.03464 0.02469 -0.0354 0.8447 0.4125 -1.500 0.1953 0.03573 0.02575 -0.0302 0.8145 0.4134 -1.250 0.2024 0.03724 0.02722 -0.0230 0.7761 0.4146 -1.000 0.2060 0.03909 0.02902 -0.0148 0.7265 0.4162 -0.750 0.2073 0.04139 0.03125 -0.0057 0.6609 0.4181 -0.500 0.2122 0.04289 0.03266 0.0028 0.5841 0.4207 -0.250 0.2563 0.03735 0.02704 0.0015 0.4028 0.4264 0.000 0.2788 0.03719 0.02629 0.0045 0.3682 0.4324 0.250 0.3038 0.03724 0.02608 0.0062 0.3442 0.4416 0.500 0.3301 0.03742 0.02610 0.0074 0.3249 0.4561 0.750 0.3557 0.03748 0.02625 0.0089 0.3118 0.4824 1.000 0.3755 0.03652 0.02641 0.0118 0.3014 0.6762 2.000 0.4876 0.03966 0.02855 0.0163 0.2660 1.0012 2.250 0.5169 0.04101 0.02979 0.0166 0.2584 1.0012 2.500 0.5469 0.04252 0.03125 0.0166 0.2514 1.0012 2.750 0.5763 0.04426 0.03288 0.0168 0.2473 1.0012 3.000 0.6087 0.04637 0.03517 0.0156 0.2445 1.0012 3.250 0.6394 0.04861 0.03745 0.0146 0.2406 1.0012 3.500 0.6712 0.05130 0.04038 0.0125 0.2365 1.0012 3.750 0.7036 0.05453 0.04394 0.0095 0.2347 1.0012 4.000 0.7354 0.05853 0.04829 0.0057 0.2364 1.0012 4.250 0.7648 0.06282 0.05287 0.0023 0.2394 1.0012 4.500 0.7899 0.07535 0.06644 -0.0154 0.2580 1.0012