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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0826 0.03494 0.02517 -0.0089 0.9988 0.5069 -2.750 -0.0690 0.03527 0.02573 -0.0068 0.9988 0.5489 -2.500 -0.0556 0.03545 0.02623 -0.0046 0.9988 0.5867 -2.250 -0.0359 0.03572 0.02653 -0.0044 0.9988 0.6018 -2.000 0.0799 0.03406 0.02467 -0.0211 0.9490 0.6155 -1.750 0.1350 0.03429 0.02491 -0.0241 0.8928 0.6324 -1.500 0.1569 0.03553 0.02622 -0.0211 0.8532 0.6499 -1.250 0.1749 0.03673 0.02768 -0.0179 0.8137 0.6761 -1.000 0.1849 0.03859 0.02999 -0.0120 0.7691 0.7217 -0.750 0.2013 0.04194 0.03394 -0.0077 0.6947 1.0012 -0.500 0.2387 0.04832 0.03984 -0.0128 0.6203 1.0012 -0.250 0.2708 0.05335 0.04443 -0.0160 0.5754 1.0012 0.000 0.3056 0.05792 0.04869 -0.0207 0.5472 1.0012 0.250 0.3317 0.06213 0.05261 -0.0225 0.5172 1.0012 0.500 0.3746 0.06638 0.05678 -0.0320 0.5202 1.0012 1.000 0.3987 0.07279 0.06262 -0.0260 0.4270 1.0012 1.250 0.4224 0.07549 0.06517 -0.0277 0.4080 1.0012 1.500 0.4495 0.07920 0.06884 -0.0328 0.4037 1.0012 1.750 0.4727 0.08274 0.07231 -0.0365 0.3988 1.0012 2.000 0.4933 0.08631 0.07583 -0.0408 0.3949 1.0012 2.500 0.5272 0.09721 0.08673 -0.0532 0.4289 1.0012 2.750 0.5422 0.10159 0.09104 -0.0554 0.4305 1.0012 3.000 0.5535 0.10563 0.09502 -0.0577 0.4308 1.0012 3.250 0.5620 0.10947 0.09880 -0.0597 0.4308 1.0012 3.500 0.5696 0.11331 0.10258 -0.0615 0.4308 1.0012 3.750 0.5772 0.11721 0.10643 -0.0629 0.4313 1.0012 4.000 0.5670 0.11933 0.10848 -0.0637 0.4339 1.0012 4.250 0.5673 0.12260 0.11167 -0.0646 0.4360 1.0012 4.500 0.5715 0.12617 0.11518 -0.0656 0.4377 1.0012 4.750 0.5771 0.12981 0.11876 -0.0666 0.4386 1.0012 5.000 0.5828 0.13336 0.12225 -0.0675 0.4388 1.0012