XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: agora17 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1501 0.03934 0.03128 0.0333 0.8479 0.7755 -2.750 -0.1400 0.04106 0.03273 0.0389 0.7760 0.7820 -2.500 -0.1279 0.04384 0.03530 0.0437 0.6962 0.7913 -2.250 -0.0942 0.04855 0.04012 0.0413 0.6068 0.8055 -2.000 -0.0474 0.05180 0.04353 0.0346 0.5688 0.8310 -1.750 0.0127 0.05450 0.04649 0.0243 0.5509 0.8820 -1.500 0.1036 0.05737 0.04936 0.0024 0.5489 1.0008 -1.250 0.1776 0.06027 0.05147 -0.0166 0.5633 1.0008 -1.000 0.2445 0.06295 0.05355 -0.0333 0.5947 1.0008 -0.750 0.3050 0.06513 0.05540 -0.0512 0.6474 1.0008 -0.500 0.3405 0.06702 0.05712 -0.0665 0.7129 1.0008 -0.250 0.3358 0.06883 0.05882 -0.0728 0.7749 1.0008 0.000 0.3041 0.07082 0.06067 -0.0706 0.8235 1.0008 0.250 0.2890 0.07315 0.06280 -0.0689 0.8543 1.0008 0.500 0.2707 0.07510 0.06459 -0.0660 0.8834 1.0008 0.750 0.2523 0.07685 0.06615 -0.0624 0.9110 1.0008 1.000 0.2324 0.07832 0.06749 -0.0580 0.9380 1.0008 1.250 0.2041 0.07901 0.06805 -0.0513 0.9658 1.0008 1.500 0.1705 0.07935 0.06829 -0.0428 0.9947 1.0008 1.750 0.1786 0.08189 0.07059 -0.0427 0.9992 1.0008 2.000 0.1928 0.08462 0.07308 -0.0440 0.9992 1.0008 2.250 0.2068 0.08739 0.07563 -0.0454 0.9992 1.0008 2.500 0.2206 0.09019 0.07823 -0.0466 0.9992 1.0008 2.750 0.2343 0.09303 0.08088 -0.0479 0.9992 1.0008 3.000 0.2478 0.09591 0.08358 -0.0492 0.9992 1.0008 3.250 0.2612 0.09882 0.08632 -0.0505 0.9992 1.0008 3.500 0.4878 0.11730 0.10432 -0.0766 0.6690 1.0008 3.750 0.5073 0.12161 0.10845 -0.0740 0.6090 1.0008 4.000 0.5177 0.12515 0.11186 -0.0735 0.5886 1.0008 4.250 0.5275 0.12874 0.11532 -0.0734 0.5754 1.0008 4.500 0.5432 0.13308 0.11955 -0.0741 0.5652 1.0008 4.750 0.5489 0.13609 0.12246 -0.0739 0.5552 1.0008 5.000 0.5567 0.13955 0.12582 -0.0743 0.5493 1.0008