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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0468 0.02876 0.01995 -0.0508 0.9465 0.4569 -2.750 0.0767 0.02746 0.01987 -0.0489 0.9268 0.6274 -2.500 0.1090 0.02663 0.01976 -0.0462 0.9023 1.0008 -2.250 0.1311 0.02769 0.02040 -0.0436 0.8798 1.0008 -2.000 0.1478 0.02887 0.02132 -0.0395 0.8557 1.0008 -1.750 0.1626 0.03004 0.02230 -0.0350 0.8285 1.0008 -1.500 0.1725 0.03154 0.02365 -0.0289 0.7945 1.0008 -1.250 0.1777 0.03324 0.02523 -0.0212 0.7495 1.0008 -1.000 0.1771 0.03590 0.02770 -0.0117 0.6948 1.0008 -0.750 0.1813 0.03787 0.02953 -0.0034 0.6179 1.0008 -0.250 0.2417 0.03310 0.02403 0.0006 0.3811 1.0008 0.000 0.2664 0.03352 0.02388 0.0025 0.3533 1.0008 0.250 0.2926 0.03407 0.02402 0.0039 0.3320 1.0008 0.500 0.3188 0.03464 0.02428 0.0054 0.3169 1.0008 0.750 0.3447 0.03529 0.02466 0.0070 0.3052 1.0008 1.000 0.3715 0.03608 0.02524 0.0081 0.2934 1.0008 1.250 0.3975 0.03700 0.02589 0.0095 0.2830 1.0008 1.500 0.4252 0.03800 0.02676 0.0106 0.2754 1.0008 1.750 0.4537 0.03913 0.02783 0.0114 0.2686 1.0008 2.000 0.4825 0.04041 0.02904 0.0119 0.2611 1.0008 2.250 0.5118 0.04186 0.03044 0.0122 0.2540 1.0008 2.500 0.5406 0.04345 0.03191 0.0127 0.2495 1.0008 2.750 0.5728 0.04540 0.03403 0.0120 0.2466 1.0008 3.000 0.6047 0.04758 0.03636 0.0108 0.2429 1.0008 3.250 0.6352 0.04994 0.03879 0.0098 0.2385 1.0008 3.500 0.6684 0.05293 0.04215 0.0069 0.2359 1.0008 3.750 0.7009 0.05651 0.04607 0.0037 0.2369 1.0008 4.000 0.7313 0.06046 0.05026 0.0007 0.2392 1.0008