XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: agora05 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.1038 0.03790 0.02894 -0.0061 0.9992 1.0008 -2.500 -0.0616 0.03730 0.02663 -0.0165 0.9992 1.0008 -2.250 -0.0340 0.03776 0.02637 -0.0177 0.9992 1.0008 -2.000 -0.0090 0.03828 0.02642 -0.0180 0.9992 1.0008 -1.750 0.0150 0.03884 0.02664 -0.0181 0.9992 1.0008 -1.500 0.0387 0.03944 0.02699 -0.0181 0.9992 1.0008 -1.250 0.0620 0.04008 0.02746 -0.0181 0.9992 1.0008 -1.000 0.0852 0.04078 0.02807 -0.0181 0.9992 1.0008 -0.750 0.1082 0.04156 0.02882 -0.0182 0.9992 1.0008 -0.500 0.1307 0.04248 0.02981 -0.0185 0.9992 1.0008 -0.250 0.1516 0.04375 0.03129 -0.0192 0.9992 1.0008 0.250 0.3894 0.05940 0.04705 -0.0437 0.6257 1.0008 0.500 0.4096 0.06332 0.05089 -0.0444 0.5884 1.0008 0.750 0.4306 0.06646 0.05396 -0.0457 0.5588 1.0008 1.000 0.4533 0.06920 0.05663 -0.0468 0.5376 1.0008 1.250 0.4754 0.07231 0.05972 -0.0501 0.5242 1.0008 1.500 0.4911 0.07556 0.06295 -0.0541 0.5140 1.0008 1.750 0.5069 0.07854 0.06587 -0.0562 0.5038 1.0008 2.000 0.5269 0.08144 0.06867 -0.0572 0.4949 1.0008 2.250 0.5366 0.08574 0.07293 -0.0598 0.4937 1.0008 2.500 0.5443 0.09004 0.07718 -0.0621 0.4934 1.0008 2.750 0.5503 0.09430 0.08138 -0.0640 0.4935 1.0008 3.000 0.5554 0.09853 0.08555 -0.0655 0.4943 1.0008 3.250 0.5618 0.10284 0.08979 -0.0670 0.4961 1.0008 3.500 0.5473 0.10769 0.09458 -0.0682 0.5072 1.0008 3.750 0.5460 0.11288 0.09971 -0.0702 0.5195 1.0008 4.000 0.3681 0.11635 0.10426 -0.0610 0.6869 1.0008 4.250 0.3840 0.12075 0.10859 -0.0620 0.6749 1.0008 4.500 0.3951 0.12510 0.11288 -0.0630 0.6730 1.0008 4.750 0.4008 0.12875 0.11648 -0.0634 0.6727 1.0008 5.000 0.4049 0.13214 0.11979 -0.0636 0.6718 1.0008