XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: agora10 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2198 0.04785 0.03756 0.0377 0.9992 0.8190 -2.750 -0.1728 0.04621 0.03610 0.0313 0.9992 0.8612 -2.500 -0.0080 0.04472 0.03487 -0.0015 0.9992 1.0008 -2.250 -0.0346 0.04325 0.03345 0.0010 0.9992 1.0008 -2.000 -0.0506 0.04183 0.03179 0.0004 0.9992 1.0008 -1.750 -0.0180 0.04186 0.03074 -0.0091 0.9992 1.0008 -1.500 0.0136 0.04295 0.03085 -0.0138 0.9992 1.0008 -1.250 0.0371 0.04424 0.03154 -0.0158 0.9992 1.0008 -1.000 0.0568 0.04572 0.03263 -0.0173 0.9992 1.0008 -0.750 0.0737 0.04750 0.03417 -0.0188 0.9992 1.0008 -0.500 0.0874 0.04978 0.03629 -0.0207 0.9992 1.0008 -0.250 0.0974 0.05262 0.03903 -0.0233 0.9992 1.0008 0.000 0.1060 0.05575 0.04203 -0.0261 0.9992 1.0008 0.250 0.1150 0.05887 0.04499 -0.0287 0.9992 1.0008 0.500 0.1891 0.06401 0.04989 -0.0447 0.9582 1.0008 0.750 0.2343 0.06835 0.05405 -0.0534 0.9309 1.0008 1.000 0.2435 0.07154 0.05709 -0.0549 0.9313 1.0008 1.250 0.2520 0.07485 0.06024 -0.0563 0.9372 1.0008 1.500 0.2338 0.07653 0.06183 -0.0523 0.9544 1.0008 1.750 0.2207 0.07845 0.06362 -0.0490 0.9723 1.0008 2.000 0.1980 0.07985 0.06489 -0.0433 0.9965 1.0008 2.250 0.2069 0.08277 0.06768 -0.0442 0.9992 1.0008 2.500 0.2191 0.08579 0.07056 -0.0458 0.9992 1.0008 2.750 0.2314 0.08883 0.07347 -0.0474 0.9992 1.0008 3.000 0.2437 0.09189 0.07641 -0.0489 0.9992 1.0008 3.250 0.2560 0.09498 0.07938 -0.0504 0.9992 1.0008 3.500 0.2683 0.09809 0.08238 -0.0519 0.9992 1.0008 3.750 0.2806 0.10121 0.08539 -0.0534 0.9992 1.0008 4.000 0.2928 0.10436 0.08843 -0.0548 0.9992 1.0008 4.250 0.3051 0.10753 0.09149 -0.0563 0.9992 1.0008 4.500 0.3174 0.11071 0.09458 -0.0578 0.9992 1.0008 4.750 0.3297 0.11391 0.09768 -0.0593 0.9992 1.0008 5.000 0.3421 0.11713 0.10081 -0.0607 0.9992 1.0008