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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0168 0.03292 0.02254 -0.0173 0.8818 0.3112 -2.750 0.0026 0.03377 0.02353 -0.0150 0.8586 0.3341 -2.500 0.0234 0.03452 0.02442 -0.0130 0.8370 0.3584 -2.250 0.0421 0.03542 0.02545 -0.0105 0.8144 0.3867 -2.000 0.0590 0.03644 0.02666 -0.0074 0.7902 0.4245 -1.750 0.0781 0.03733 0.02764 -0.0046 0.7662 0.4431 -1.500 0.1002 0.03831 0.02854 -0.0025 0.7387 0.4445 -1.250 0.1208 0.03952 0.02971 0.0001 0.7041 0.4465 -1.000 0.1378 0.04147 0.03162 0.0038 0.6598 0.4492 -0.750 0.1509 0.04502 0.03513 0.0081 0.5885 0.4525 -0.500 0.1648 0.05027 0.04024 0.0111 0.4990 0.4566 -0.250 0.1870 0.05334 0.04327 0.0117 0.4332 0.4624 0.000 0.2224 0.05330 0.04346 0.0094 0.3933 0.4723 0.250 0.2631 0.05218 0.04257 0.0065 0.3672 0.4893 0.500 0.2904 0.05088 0.04154 0.0083 0.3512 0.5195 0.750 0.3112 0.04805 0.04017 0.0120 0.3375 1.0012 1.000 0.3385 0.04727 0.03886 0.0145 0.3277 1.0012 1.250 0.3674 0.04713 0.03835 0.0158 0.3177 1.0012 1.500 0.3925 0.04621 0.03706 0.0188 0.3086 1.0012 1.750 0.4160 0.04503 0.03548 0.0225 0.2999 1.0012 2.000 0.4421 0.04487 0.03501 0.0245 0.2915 1.0012 2.250 0.4750 0.04715 0.03724 0.0225 0.2838 1.0012 2.500 0.5089 0.05020 0.04030 0.0193 0.2756 1.0012 2.750 0.5483 0.05631 0.04663 0.0110 0.2671 1.0012 3.250 0.6177 0.08417 0.07529 -0.0280 0.2820 1.0012 4.250 0.5771 0.12219 0.11364 -0.0649 0.4099 1.0012 4.500 0.5863 0.12642 0.11780 -0.0658 0.4101 1.0012 4.750 0.5868 0.12944 0.12077 -0.0667 0.4098 1.0012 5.000 0.5833 0.13167 0.12293 -0.0674 0.4087 1.0012