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 -0.1166 0.03608 0.02690 0.0037 0.9988 0.6382 -2.750 -0.1037 0.03608 0.02705 0.0062 0.9988 0.6689 -2.500 -0.0809 0.03616 0.02705 0.0052 0.9988 0.6771 -2.250 -0.0574 0.03630 0.02712 0.0040 0.9988 0.6838 -2.000 -0.0331 0.03654 0.02733 0.0025 0.9988 0.6942 -1.750 -0.0090 0.03684 0.02769 0.0011 0.9988 0.7087 -1.500 0.0141 0.03718 0.02821 -0.0001 0.9988 0.7316 -1.250 0.2106 0.03472 0.02616 -0.0292 0.8672 1.0012 -1.000 0.2379 0.03828 0.02910 -0.0279 0.8031 1.0012 -0.750 0.2559 0.04356 0.03399 -0.0255 0.7288 1.0012 -0.500 0.2823 0.04911 0.03922 -0.0267 0.6753 1.0012 -0.250 0.3142 0.05388 0.04376 -0.0307 0.6379 1.0012 0.000 0.3483 0.05829 0.04801 -0.0362 0.6189 1.0012 0.250 0.3825 0.06258 0.05217 -0.0425 0.6114 1.0012 0.500 0.4217 0.06660 0.05618 -0.0535 0.6295 1.0012 0.750 0.4514 0.06994 0.05963 -0.0724 0.7170 1.0012 1.250 0.4627 0.07694 0.06638 -0.0750 0.7142 1.0012 1.500 0.4763 0.08089 0.07019 -0.0745 0.6904 1.0012 1.750 0.4859 0.08462 0.07378 -0.0734 0.6643 1.0012 2.000 0.5062 0.08920 0.07818 -0.0699 0.6078 1.0012 2.250 0.5204 0.09370 0.08249 -0.0647 0.5449 1.0012 2.500 0.5358 0.09837 0.08700 -0.0626 0.5136 1.0012 2.750 0.5442 0.10214 0.09066 -0.0627 0.4978 1.0012 3.000 0.5514 0.10590 0.09434 -0.0635 0.4897 1.0012 3.250 0.5507 0.10899 0.09734 -0.0646 0.4862 1.0012 3.500 0.5560 0.11260 0.10087 -0.0651 0.4795 1.0012 3.750 0.5697 0.11727 0.10546 -0.0658 0.4747 1.0012 4.000 0.5635 0.11984 0.10795 -0.0657 0.4720 1.0012 4.250 0.5639 0.12292 0.11095 -0.0660 0.4679 1.0012 4.500 0.5698 0.12651 0.11447 -0.0666 0.4647 1.0012 4.750 0.5763 0.13017 0.11806 -0.0674 0.4634 1.0012 5.000 0.5828 0.13379 0.12163 -0.0684 0.4628 1.0012