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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0929 0.04856 0.03198 -0.0140 0.9992 1.0008 -2.750 -0.0722 0.04869 0.03131 -0.0148 0.9992 1.0008 -2.500 -0.0512 0.04899 0.03095 -0.0151 0.9992 1.0008 -2.250 -0.0303 0.04938 0.03081 -0.0151 0.9992 1.0008 -2.000 -0.0094 0.04984 0.03082 -0.0151 0.9992 1.0008 -1.750 0.0114 0.05036 0.03097 -0.0149 0.9992 1.0008 -1.500 0.0322 0.05095 0.03125 -0.0148 0.9992 1.0008 -1.250 0.0531 0.05160 0.03166 -0.0146 0.9992 1.0008 -1.000 0.0738 0.05232 0.03220 -0.0145 0.9992 1.0008 -0.750 0.0944 0.05312 0.03288 -0.0145 0.9992 1.0008 -0.500 0.1147 0.05401 0.03371 -0.0145 0.9992 1.0008 -0.250 0.1346 0.05503 0.03474 -0.0147 0.9992 1.0008 0.000 0.1536 0.05622 0.03601 -0.0150 0.9992 1.0008 0.250 0.1711 0.05770 0.03764 -0.0156 0.9992 1.0008 0.500 0.1855 0.05971 0.03987 -0.0169 0.9992 1.0008 0.750 0.1932 0.06273 0.04311 -0.0191 0.9992 1.0008 1.000 0.1945 0.06673 0.04717 -0.0223 0.9992 1.0008 1.250 0.1967 0.07068 0.05107 -0.0253 0.9992 1.0008 1.500 0.2014 0.07434 0.05464 -0.0280 0.9992 1.0008 1.750 0.2081 0.07781 0.05803 -0.0304 0.9992 1.0008 2.000 0.2161 0.08117 0.06129 -0.0326 0.9992 1.0008 2.250 0.2249 0.08444 0.06446 -0.0346 0.9992 1.0008 2.500 0.2344 0.08766 0.06758 -0.0366 0.9992 1.0008 2.750 0.2443 0.09084 0.07066 -0.0384 0.9992 1.0008 3.000 0.2546 0.09401 0.07373 -0.0402 0.9992 1.0008 3.250 0.2652 0.09718 0.07679 -0.0419 0.9992 1.0008 3.500 0.2760 0.10033 0.07984 -0.0436 0.9992 1.0008 3.750 0.2871 0.10349 0.08290 -0.0453 0.9992 1.0008 4.000 0.2984 0.10664 0.08595 -0.0469 0.9992 1.0008 4.250 0.3097 0.10979 0.08901 -0.0486 0.9992 1.0008 4.500 0.3213 0.11295 0.09207 -0.0502 0.9992 1.0008 4.750 0.3329 0.11611 0.09514 -0.0518 0.9992 1.0008 5.000 0.3446 0.11928 0.09821 -0.0534 0.9992 1.0008