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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1168 0.03708 0.02743 -0.0230 0.9988 0.3532 -2.750 -0.0901 0.03669 0.02686 -0.0233 0.9988 0.3618 -2.500 -0.0651 0.03622 0.02647 -0.0233 0.9988 0.3729 -2.250 0.1162 0.03288 0.02320 -0.0470 0.9167 0.4155 -2.000 0.1371 0.03375 0.02410 -0.0435 0.8882 0.4263 -1.750 0.1457 0.03511 0.02563 -0.0368 0.8514 0.4377 -1.500 0.1480 0.03696 0.02753 -0.0281 0.8073 0.4506 -1.250 0.1442 0.03901 0.02978 -0.0178 0.7510 0.4653 -1.000 0.1391 0.04150 0.03242 -0.0071 0.6820 0.4866 -0.750 0.1364 0.04438 0.03560 0.0025 0.6008 0.5224 -0.250 0.2035 0.03477 0.02646 0.0082 0.3911 1.0012 0.000 0.2267 0.03494 0.02580 0.0115 0.3630 1.0012 0.250 0.2557 0.03551 0.02605 0.0125 0.3431 1.0012 0.500 0.2809 0.03622 0.02635 0.0145 0.3290 1.0012 0.750 0.3069 0.03710 0.02696 0.0162 0.3195 1.0012 1.000 0.3375 0.03798 0.02776 0.0163 0.3070 1.0012 1.250 0.3651 0.03901 0.02854 0.0169 0.2912 1.0012 1.500 0.3884 0.04068 0.02991 0.0187 0.2794 1.0012 1.750 0.4183 0.04220 0.03140 0.0188 0.2749 1.0012 2.000 0.4507 0.04368 0.03297 0.0181 0.2708 1.0012 2.250 0.4837 0.04554 0.03495 0.0169 0.2669 1.0012 2.500 0.5179 0.04789 0.03747 0.0148 0.2639 1.0012 2.750 0.5538 0.05098 0.04080 0.0113 0.2622 1.0012 3.000 0.5915 0.05533 0.04547 0.0054 0.2628 1.0012 3.250 0.6288 0.06216 0.05270 -0.0044 0.2666 1.0012 3.500 0.6575 0.07042 0.06125 -0.0151 0.2696 1.0012 3.750 0.6754 0.07895 0.06996 -0.0249 0.2711 1.0012 4.000 0.6874 0.08634 0.07743 -0.0310 0.2731 1.0012 4.500 0.5188 0.12602 0.11764 -0.0785 0.5339 1.0012 4.750 0.5340 0.12970 0.12126 -0.0790 0.5263 1.0012