XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: agora02 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1224 0.03827 0.02837 -0.0215 0.9988 0.3806 -2.750 -0.0953 0.03787 0.02777 -0.0220 0.9988 0.3923 -2.500 -0.0700 0.03736 0.02736 -0.0219 0.9988 0.4059 -2.250 -0.0430 0.03721 0.02713 -0.0223 0.9988 0.4214 -2.000 0.1405 0.03310 0.02342 -0.0476 0.9317 0.4666 -1.750 0.1675 0.03397 0.02452 -0.0441 0.8903 0.4897 -1.500 0.1737 0.03548 0.02633 -0.0363 0.8467 0.5160 -1.250 0.1703 0.03737 0.02859 -0.0259 0.7942 0.5487 -1.000 0.1625 0.03920 0.03103 -0.0143 0.7293 0.6093 -0.750 0.1583 0.04071 0.03337 -0.0027 0.6474 1.0012 -0.500 0.1895 0.04088 0.03321 -0.0018 0.5178 1.0012 -0.250 0.2235 0.03713 0.02878 0.0013 0.4310 1.0012 0.000 0.2392 0.03616 0.02703 0.0079 0.4034 1.0012 0.250 0.2643 0.03646 0.02679 0.0104 0.3782 1.0012 0.500 0.2877 0.03708 0.02689 0.0131 0.3614 1.0012 0.750 0.3178 0.03795 0.02762 0.0135 0.3485 1.0012 1.000 0.3455 0.03888 0.02834 0.0146 0.3371 1.0012 1.250 0.3681 0.04027 0.02933 0.0169 0.3240 1.0012 1.500 0.4013 0.04156 0.03063 0.0155 0.3092 1.0012 1.750 0.4317 0.04301 0.03204 0.0152 0.2979 1.0012 2.000 0.4616 0.04472 0.03370 0.0150 0.2916 1.0012 2.250 0.4909 0.04675 0.03569 0.0147 0.2863 1.0012 2.500 0.5205 0.04939 0.03831 0.0141 0.2822 1.0012 2.750 0.5518 0.05292 0.04196 0.0120 0.2796 1.0012 3.000 0.5859 0.05707 0.04634 0.0079 0.2789 1.0012 3.250 0.6240 0.06168 0.05134 0.0008 0.2809 1.0012 3.750 0.6632 0.09189 0.08268 -0.0440 0.3274 1.0012 4.000 0.6818 0.09590 0.08655 -0.0404 0.3228 1.0012 4.250 0.5017 0.12293 0.11399 -0.0783 0.5547 1.0012 4.500 0.5088 0.12623 0.11723 -0.0789 0.5528 1.0012 4.750 0.5294 0.13127 0.12222 -0.0801 0.5480 1.0012 5.000 0.5283 0.13341 0.12428 -0.0800 0.5439 1.0012