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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1075 0.03719 0.02789 -0.0188 0.9992 0.4268 -2.750 -0.0183 0.03508 0.02571 -0.0298 0.9591 0.4564 -2.500 0.0311 0.03485 0.02545 -0.0317 0.9074 0.4782 -2.250 0.0561 0.03545 0.02592 -0.0297 0.8713 0.4923 -2.000 0.0755 0.03606 0.02663 -0.0264 0.8392 0.5084 -1.750 0.0957 0.03675 0.02748 -0.0234 0.8090 0.5300 -1.500 0.1129 0.03767 0.02870 -0.0195 0.7756 0.5615 -1.250 0.1270 0.03872 0.03040 -0.0147 0.7316 0.6187 -1.000 0.1436 0.04061 0.03335 -0.0097 0.6620 1.0008 -0.750 0.1684 0.04690 0.03891 -0.0093 0.5834 1.0008 -0.500 0.1961 0.05197 0.04352 -0.0105 0.5267 1.0008 -0.250 0.2228 0.05602 0.04727 -0.0117 0.4784 1.0008 0.000 0.2464 0.05912 0.05010 -0.0117 0.4360 1.0008 0.250 0.2762 0.06168 0.05248 -0.0135 0.4120 1.0008 0.500 0.3129 0.06348 0.05420 -0.0179 0.3943 1.0008 0.750 0.3495 0.06504 0.05569 -0.0223 0.3796 1.0008 1.000 0.3816 0.06751 0.05809 -0.0256 0.3709 1.0008 1.250 0.4112 0.06988 0.06037 -0.0281 0.3621 1.0008 1.500 0.4384 0.07199 0.06238 -0.0293 0.3531 1.0008 1.750 0.4660 0.07585 0.06622 -0.0341 0.3492 1.0008 2.000 0.4900 0.08058 0.07095 -0.0395 0.3502 1.0008 2.250 0.5104 0.08516 0.07552 -0.0441 0.3510 1.0008 2.500 0.5278 0.08961 0.07996 -0.0479 0.3518 1.0008 2.750 0.5324 0.09615 0.08654 -0.0556 0.3643 1.0008 3.750 0.5581 0.11883 0.10912 -0.0697 0.4207 1.0008 4.000 0.5445 0.12057 0.11080 -0.0702 0.4231 1.0008 4.250 0.5463 0.12386 0.11402 -0.0711 0.4244 1.0008 4.500 0.5507 0.12732 0.11741 -0.0720 0.4252 1.0008 4.750 0.5561 0.13082 0.12085 -0.0729 0.4259 1.0008 5.000 0.5623 0.13437 0.12435 -0.0739 0.4267 1.0008