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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0832 0.06016 0.03986 -0.0079 0.9992 1.0008 -2.750 -0.0753 0.05924 0.03820 -0.0098 0.9992 1.0008 -2.500 -0.0570 0.05904 0.03712 -0.0119 0.9992 1.0008 -2.250 -0.0362 0.05921 0.03649 -0.0132 0.9992 1.0008 -2.000 -0.0152 0.05957 0.03617 -0.0139 0.9992 1.0008 -1.750 0.0054 0.06005 0.03608 -0.0143 0.9992 1.0008 -1.500 0.0256 0.06061 0.03618 -0.0144 0.9992 1.0008 -1.250 0.0455 0.06125 0.03643 -0.0145 0.9992 1.0008 -1.000 0.0651 0.06197 0.03685 -0.0145 0.9992 1.0008 -0.750 0.0844 0.06277 0.03741 -0.0144 0.9992 1.0008 -0.500 0.1035 0.06367 0.03814 -0.0145 0.9992 1.0008 -0.250 0.1222 0.06467 0.03903 -0.0145 0.9992 1.0008 0.000 0.1404 0.06581 0.04012 -0.0147 0.9992 1.0008 0.250 0.1578 0.06710 0.04144 -0.0151 0.9992 1.0008 0.500 0.1741 0.06862 0.04302 -0.0156 0.9992 1.0008 0.750 0.1886 0.07043 0.04496 -0.0165 0.9992 1.0008 1.000 0.2004 0.07268 0.04734 -0.0177 0.9992 1.0008 1.250 0.2088 0.07546 0.05022 -0.0195 0.9992 1.0008 1.500 0.2142 0.07871 0.05348 -0.0217 0.9992 1.0008 1.750 0.2189 0.08212 0.05682 -0.0241 0.9992 1.0008 2.000 0.2245 0.08549 0.06008 -0.0263 0.9992 1.0008 2.250 0.2310 0.08878 0.06325 -0.0285 0.9992 1.0008 2.500 0.2384 0.09199 0.06632 -0.0305 0.9992 1.0008 2.750 0.2467 0.09515 0.06936 -0.0325 0.9992 1.0008 3.000 0.2556 0.09829 0.07238 -0.0345 0.9992 1.0008 3.250 0.2651 0.10140 0.07535 -0.0363 0.9992 1.0008 3.500 0.2749 0.10448 0.07830 -0.0381 0.9992 1.0008 3.750 0.2851 0.10754 0.08124 -0.0399 0.9992 1.0008 4.000 0.2956 0.11059 0.08416 -0.0417 0.9992 1.0008 4.250 0.3063 0.11362 0.08707 -0.0434 0.9992 1.0008 4.500 0.3172 0.11665 0.08997 -0.0451 0.9992 1.0008 4.750 0.3284 0.11968 0.09288 -0.0468 0.9992 1.0008 5.000 0.3397 0.12270 0.09578 -0.0485 0.9992 1.0008