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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1619 0.04232 0.03260 0.0023 0.9992 0.6044 -2.750 -0.1403 0.04140 0.03174 0.0017 0.9992 0.6232 -2.500 -0.1149 0.04072 0.03103 -0.0003 0.9992 0.6433 -2.250 -0.0928 0.04011 0.03058 -0.0008 0.9992 0.6661 -2.000 -0.0702 0.03962 0.03032 -0.0014 0.9992 0.6973 -1.750 -0.0496 0.03910 0.03027 -0.0012 0.9992 0.7444 -1.500 -0.0220 0.03837 0.03043 -0.0021 0.9992 0.8890 -1.250 0.0263 0.03915 0.03036 -0.0145 0.9992 1.0008 -0.750 0.2882 0.04861 0.03787 -0.0504 0.7516 1.0008 -0.500 0.3159 0.05342 0.04249 -0.0526 0.7194 1.0008 -0.250 0.3432 0.05775 0.04669 -0.0557 0.6952 1.0008 0.000 0.3724 0.06164 0.05052 -0.0624 0.6887 1.0008 0.250 0.3975 0.06559 0.05440 -0.0681 0.6915 1.0008 0.500 0.4112 0.06894 0.05773 -0.0744 0.7088 1.0008 0.750 0.4187 0.07250 0.06122 -0.0798 0.7413 1.0008 1.000 0.3853 0.07467 0.06330 -0.0795 0.7938 1.0008 1.250 0.3415 0.07636 0.06487 -0.0752 0.8489 1.0008 1.500 0.2969 0.07755 0.06597 -0.0690 0.9062 1.0008 1.750 0.2518 0.07808 0.06641 -0.0603 0.9527 1.0008 2.000 0.2025 0.07827 0.06650 -0.0490 0.9965 1.0008 2.250 0.2118 0.08125 0.06934 -0.0497 0.9992 1.0008 2.500 0.2245 0.08431 0.07228 -0.0513 0.9992 1.0008 2.750 0.2373 0.08741 0.07526 -0.0527 0.9992 1.0008 3.000 0.2500 0.09054 0.07827 -0.0542 0.9992 1.0008 3.250 0.3690 0.10020 0.08786 -0.0761 0.8935 1.0008 3.500 0.4565 0.10890 0.09644 -0.0835 0.7559 1.0008 3.750 0.5076 0.11593 0.10336 -0.0827 0.6550 1.0008 4.000 0.5217 0.12014 0.10743 -0.0804 0.6063 1.0008 4.250 0.5358 0.12450 0.11168 -0.0795 0.5773 1.0008 4.500 0.5488 0.12874 0.11583 -0.0790 0.5549 1.0008 4.750 0.5611 0.13307 0.12008 -0.0790 0.5393 1.0008 5.000 0.5623 0.13597 0.12289 -0.0787 0.5293 1.0008