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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1829 0.04664 0.03544 -0.0020 0.9992 0.5879 -2.750 -0.1561 0.04552 0.03430 -0.0030 0.9992 0.6101 -2.500 -0.1311 0.04443 0.03334 -0.0030 0.9992 0.6313 -2.250 -0.1028 0.04348 0.03249 -0.0041 0.9992 0.6539 -2.000 -0.0755 0.04260 0.03182 -0.0047 0.9992 0.6841 -1.750 -0.0496 0.04170 0.03129 -0.0046 0.9992 0.7300 -1.500 -0.0252 0.04043 0.03090 -0.0032 0.9992 0.8337 -1.250 0.0331 0.03992 0.02975 -0.0150 0.9992 1.0008 -1.000 0.0717 0.04079 0.02971 -0.0189 0.9992 1.0008 -0.750 0.0991 0.04164 0.03016 -0.0197 0.9992 1.0008 -0.500 0.1234 0.04261 0.03100 -0.0202 0.9992 1.0008 -0.250 0.1446 0.04401 0.03250 -0.0212 0.9992 1.0008 0.000 0.3669 0.05554 0.04384 -0.0459 0.6674 1.0008 0.250 0.3842 0.06005 0.04821 -0.0451 0.6187 1.0008 0.500 0.4046 0.06381 0.05185 -0.0454 0.5833 1.0008 0.750 0.4263 0.06682 0.05478 -0.0470 0.5545 1.0008 1.000 0.4494 0.06965 0.05752 -0.0491 0.5352 1.0008 1.250 0.4713 0.07269 0.06051 -0.0521 0.5223 1.0008 1.500 0.4877 0.07580 0.06359 -0.0556 0.5117 1.0008 1.750 0.5034 0.07881 0.06653 -0.0578 0.5016 1.0008 2.000 0.5217 0.08201 0.06962 -0.0592 0.4944 1.0008 2.250 0.5313 0.08632 0.07387 -0.0617 0.4936 1.0008 2.500 0.5387 0.09059 0.07809 -0.0639 0.4933 1.0008 2.750 0.5445 0.09482 0.08225 -0.0657 0.4934 1.0008 3.000 0.5496 0.09905 0.08640 -0.0673 0.4942 1.0008 3.250 0.5547 0.10342 0.09072 -0.0687 0.4970 1.0008 3.500 0.5424 0.10831 0.09553 -0.0700 0.5083 1.0008 3.750 0.5440 0.11376 0.10092 -0.0722 0.5215 1.0008 4.000 0.5121 0.11981 0.10702 -0.0818 0.6462 1.0008 4.250 0.5184 0.12338 0.11054 -0.0833 0.6552 1.0008 4.500 0.5178 0.12621 0.11329 -0.0836 0.6602 1.0008 4.750 0.5242 0.12968 0.11669 -0.0843 0.6607 1.0008 5.000 0.5324 0.13328 0.12022 -0.0851 0.6590 1.0008