XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Agora0 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2544 0.05205 0.04009 0.0355 0.9992 0.7971 -2.750 -0.2232 0.05024 0.03838 0.0326 0.9992 0.8267 -2.250 -0.0449 0.04700 0.03554 0.0004 0.9992 1.0008 -2.000 -0.0615 0.04490 0.03336 0.0012 0.9992 1.0008 -1.750 -0.0275 0.04398 0.03151 -0.0089 0.9992 1.0008 -1.500 0.0139 0.04452 0.03090 -0.0151 0.9992 1.0008 -1.250 0.0434 0.04523 0.03093 -0.0168 0.9992 1.0008 -1.000 0.0688 0.04598 0.03125 -0.0174 0.9992 1.0008 -0.750 0.0924 0.04680 0.03181 -0.0177 0.9992 1.0008 -0.500 0.1148 0.04772 0.03261 -0.0180 0.9992 1.0008 -0.250 0.1361 0.04882 0.03370 -0.0184 0.9992 1.0008 0.000 0.1551 0.05030 0.03532 -0.0192 0.9992 1.0008 0.250 0.1665 0.05298 0.03826 -0.0214 0.9992 1.0008 0.500 0.1621 0.05795 0.04338 -0.0259 0.9992 1.0008 1.000 0.3508 0.07293 0.05819 -0.0666 0.8434 1.0008 1.250 0.3796 0.07754 0.06269 -0.0704 0.8136 1.0008 1.500 0.4040 0.08209 0.06713 -0.0734 0.7919 1.0008 1.750 0.4060 0.08574 0.07066 -0.0737 0.7894 1.0008 2.000 0.4100 0.08943 0.07424 -0.0745 0.7905 1.0008 2.250 0.4158 0.09317 0.07786 -0.0755 0.7931 1.0008 2.500 0.4218 0.09688 0.08148 -0.0768 0.7996 1.0008 2.750 0.4091 0.09938 0.08386 -0.0758 0.8219 1.0008 3.000 0.3978 0.10190 0.08628 -0.0750 0.8521 1.0008 3.250 0.3622 0.10222 0.08652 -0.0697 0.9010 1.0008 3.500 0.3246 0.10245 0.08665 -0.0626 0.9564 1.0008 3.750 0.2835 0.10197 0.08605 -0.0529 0.9992 1.0008 4.000 0.2954 0.10519 0.08916 -0.0544 0.9992 1.0008 4.250 0.3073 0.10842 0.09229 -0.0559 0.9992 1.0008 4.500 0.3193 0.11166 0.09544 -0.0574 0.9992 1.0008 4.750 0.3314 0.11491 0.09860 -0.0589 0.9992 1.0008 5.000 0.3435 0.11818 0.10177 -0.0604 0.9992 1.0008