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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 0.0587 0.03246 0.02283 -0.0475 0.9323 0.3659 -2.500 0.0848 0.03261 0.02312 -0.0459 0.9126 0.3778 -2.250 0.1047 0.03341 0.02390 -0.0425 0.8886 0.3862 -2.000 0.1191 0.03455 0.02498 -0.0376 0.8598 0.3936 -1.750 0.1238 0.03605 0.02660 -0.0299 0.8218 0.4010 -1.500 0.1248 0.03785 0.02848 -0.0212 0.7758 0.4098 -1.250 0.1220 0.04018 0.03078 -0.0111 0.7159 0.4196 -1.000 0.1204 0.04279 0.03350 -0.0016 0.6405 0.4314 -0.750 0.1272 0.04401 0.03489 0.0059 0.5535 0.4530 -0.500 0.1692 0.03597 0.02755 0.0065 0.3887 0.5522 -0.250 0.1937 0.03384 0.02568 0.0106 0.3550 1.0012 0.000 0.2223 0.03427 0.02545 0.0121 0.3317 1.0012 0.250 0.2484 0.03484 0.02557 0.0141 0.3175 1.0012 0.500 0.2772 0.03543 0.02596 0.0152 0.3063 1.0012 0.750 0.3047 0.03616 0.02643 0.0163 0.2936 1.0012 1.000 0.3278 0.03738 0.02729 0.0183 0.2795 1.0012 1.250 0.3582 0.03826 0.02809 0.0183 0.2694 1.0012 1.500 0.3878 0.03929 0.02909 0.0187 0.2634 1.0012 1.750 0.4175 0.04050 0.03028 0.0191 0.2577 1.0012 2.000 0.4474 0.04191 0.03168 0.0192 0.2526 1.0012 2.250 0.4781 0.04359 0.03337 0.0189 0.2482 1.0012 2.500 0.5095 0.04556 0.03540 0.0182 0.2449 1.0012 2.750 0.5427 0.04808 0.03804 0.0163 0.2429 1.0012 3.000 0.5779 0.05123 0.04141 0.0130 0.2429 1.0012 3.250 0.6157 0.05564 0.04618 0.0068 0.2435 1.0012 3.500 0.6456 0.05935 0.05000 0.0035 0.2393 1.0012 3.750 0.6696 0.06338 0.05401 0.0016 0.2332 1.0012 4.000 0.6988 0.06970 0.06066 -0.0066 0.2336 1.0012 4.250 0.7069 0.09205 0.08379 -0.0358 0.2817 1.0012 4.500 0.5274 0.12288 0.11500 -0.0766 0.5024 1.0012 4.750 0.5428 0.12513 0.11717 -0.0761 0.4827 1.0012 5.000 0.5616 0.12776 0.11973 -0.0756 0.4627 1.0012