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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0306 0.05108 0.03809 -0.0014 0.9992 1.0008 -2.750 -0.0445 0.04893 0.03603 -0.0018 0.9992 1.0008 -2.500 -0.0583 0.04728 0.03413 -0.0026 0.9992 1.0008 -2.250 -0.0446 0.04690 0.03285 -0.0072 0.9992 1.0008 -2.000 -0.0212 0.04747 0.03247 -0.0107 0.9992 1.0008 -1.750 0.0001 0.04835 0.03261 -0.0125 0.9992 1.0008 -1.500 0.0195 0.04938 0.03308 -0.0136 0.9992 1.0008 -1.250 0.0378 0.05054 0.03379 -0.0144 0.9992 1.0008 -1.000 0.0553 0.05185 0.03476 -0.0152 0.9992 1.0008 -0.750 0.0718 0.05333 0.03599 -0.0161 0.9992 1.0008 -0.500 0.0870 0.05505 0.03751 -0.0172 0.9992 1.0008 -0.250 0.1007 0.05705 0.03937 -0.0186 0.9992 1.0008 0.000 0.1123 0.05941 0.04161 -0.0204 0.9992 1.0008 0.250 0.1224 0.06209 0.04416 -0.0225 0.9992 1.0008 0.500 0.1317 0.06493 0.04687 -0.0247 0.9992 1.0008 0.750 0.1411 0.06784 0.04963 -0.0269 0.9992 1.0008 1.000 0.1508 0.07074 0.05238 -0.0290 0.9992 1.0008 1.250 0.1609 0.07364 0.05512 -0.0309 0.9992 1.0008 1.500 0.1715 0.07655 0.05787 -0.0329 0.9992 1.0008 1.750 0.1825 0.07947 0.06064 -0.0347 0.9992 1.0008 2.000 0.1937 0.08240 0.06341 -0.0365 0.9992 1.0008 2.250 0.2051 0.08533 0.06620 -0.0382 0.9992 1.0008 2.500 0.2166 0.08827 0.06900 -0.0399 0.9992 1.0008 2.750 0.2282 0.09122 0.07181 -0.0415 0.9992 1.0008 3.000 0.2399 0.09420 0.07466 -0.0431 0.9992 1.0008 3.250 0.2517 0.09720 0.07752 -0.0447 0.9992 1.0008 3.500 0.2636 0.10022 0.08042 -0.0463 0.9992 1.0008 3.750 0.2756 0.10325 0.08333 -0.0478 0.9992 1.0008 4.000 0.2876 0.10630 0.08625 -0.0494 0.9992 1.0008 4.250 0.2996 0.10936 0.08919 -0.0509 0.9992 1.0008 4.500 0.3117 0.11243 0.09216 -0.0525 0.9992 1.0008 4.750 0.3239 0.11552 0.09514 -0.0540 0.9992 1.0008 5.000 0.3361 0.11862 0.09813 -0.0555 0.9992 1.0008