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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1308 0.04014 0.03051 -0.0099 0.9992 0.5246 -2.750 -0.1105 0.03955 0.02997 -0.0099 0.9992 0.5422 -2.500 -0.0878 0.03909 0.02953 -0.0107 0.9992 0.5594 -2.250 -0.0633 0.03882 0.02927 -0.0118 0.9992 0.5774 -2.000 -0.0400 0.03861 0.02924 -0.0125 0.9992 0.5974 -1.750 -0.0162 0.03855 0.02943 -0.0134 0.9992 0.6253 -1.500 0.1793 0.03460 0.02614 -0.0395 0.8695 1.0008 -1.250 0.2031 0.03781 0.02874 -0.0367 0.8087 1.0008 -1.000 0.2172 0.04283 0.03340 -0.0326 0.7363 1.0008 -0.750 0.2427 0.04830 0.03862 -0.0333 0.6780 1.0008 -0.500 0.2727 0.05304 0.04317 -0.0362 0.6384 1.0008 -0.250 0.3044 0.05744 0.04744 -0.0401 0.6163 1.0008 0.000 0.3415 0.06150 0.05144 -0.0474 0.6058 1.0008 0.250 0.3779 0.06564 0.05553 -0.0551 0.6124 1.0008 0.500 0.4202 0.06900 0.05905 -0.0756 0.6924 1.0008 0.750 0.4276 0.07231 0.06230 -0.0806 0.7155 1.0008 1.000 0.4306 0.07560 0.06548 -0.0812 0.7111 1.0008 1.250 0.4495 0.07984 0.06959 -0.0815 0.6918 1.0008 1.500 0.4608 0.08366 0.07328 -0.0807 0.6685 1.0008 2.000 0.4970 0.09288 0.08212 -0.0713 0.5513 1.0008 2.250 0.5033 0.09658 0.08569 -0.0692 0.5173 1.0008 2.500 0.5126 0.10043 0.08942 -0.0693 0.5021 1.0008 2.750 0.5182 0.10396 0.09287 -0.0702 0.4942 1.0008 3.000 0.5279 0.10790 0.09672 -0.0709 0.4882 1.0008 3.250 0.5279 0.11098 0.09972 -0.0714 0.4820 1.0008 3.500 0.5467 0.11603 0.10468 -0.0720 0.4750 1.0008 3.750 0.5402 0.11854 0.10709 -0.0720 0.4728 1.0008 4.000 0.5393 0.12149 0.10996 -0.0721 0.4693 1.0008 4.250 0.5438 0.12490 0.11330 -0.0727 0.4667 1.0008 4.500 0.5495 0.12842 0.11674 -0.0734 0.4657 1.0008 4.750 0.5558 0.13195 0.12020 -0.0742 0.4650 1.0008 5.000 0.5627 0.13552 0.12372 -0.0750 0.4641 1.0008