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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0447 0.03300 0.02335 -0.0534 0.9370 0.3531 -2.750 0.0760 0.03301 0.02328 -0.0527 0.9153 0.3649 -2.500 0.1002 0.03316 0.02346 -0.0506 0.8935 0.3759 -2.250 0.1203 0.03366 0.02402 -0.0473 0.8709 0.3872 -2.000 0.1381 0.03442 0.02474 -0.0433 0.8464 0.3963 -1.750 0.1520 0.03521 0.02562 -0.0381 0.8166 0.4048 -1.500 0.1603 0.03636 0.02690 -0.0311 0.7785 0.4153 -1.250 0.1647 0.03802 0.02858 -0.0229 0.7301 0.4280 -1.000 0.1650 0.04016 0.03085 -0.0135 0.6693 0.4431 -0.750 0.1710 0.04126 0.03217 -0.0053 0.5926 0.4700 -0.500 0.2100 0.03314 0.02608 -0.0043 0.4129 1.0008 -0.250 0.2347 0.03315 0.02482 -0.0008 0.3749 1.0008 0.000 0.2614 0.03363 0.02457 0.0009 0.3486 1.0008 0.250 0.2876 0.03418 0.02459 0.0025 0.3289 1.0008 0.500 0.3142 0.03476 0.02480 0.0041 0.3149 1.0008 0.750 0.3410 0.03543 0.02519 0.0054 0.3029 1.0008 1.000 0.3672 0.03625 0.02571 0.0068 0.2915 1.0008 1.250 0.3945 0.03716 0.02641 0.0080 0.2813 1.0008 1.500 0.4216 0.03819 0.02723 0.0093 0.2745 1.0008 1.750 0.4501 0.03933 0.02828 0.0101 0.2674 1.0008 2.000 0.4792 0.04062 0.02950 0.0106 0.2598 1.0008 2.250 0.5091 0.04209 0.03093 0.0107 0.2530 1.0008 2.500 0.5377 0.04374 0.03242 0.0114 0.2490 1.0008 2.750 0.5707 0.04572 0.03462 0.0103 0.2461 1.0008 3.000 0.6022 0.04789 0.03689 0.0093 0.2421 1.0008 3.250 0.6335 0.05035 0.03948 0.0079 0.2380 1.0008 3.500 0.6665 0.05340 0.04288 0.0051 0.2361 1.0008 3.750 0.6989 0.05705 0.04685 0.0019 0.2374 1.0008 4.000 0.7289 0.06093 0.05093 -0.0008 0.2396 1.0008 4.250 0.7597 0.06848 0.05921 -0.0107 0.2482 1.0008