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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1510 0.04368 0.03408 0.0291 0.6985 0.5876 -2.750 -0.1460 0.04548 0.03621 0.0370 0.6370 0.6314 -2.500 -0.1279 0.04879 0.03984 0.0403 0.5614 0.6668 -2.250 -0.0891 0.05284 0.04398 0.0362 0.5043 0.6782 -2.000 -0.0433 0.05542 0.04663 0.0297 0.4762 0.6866 -1.750 0.0055 0.05748 0.04874 0.0219 0.4614 0.7003 -1.500 0.0442 0.05951 0.05093 0.0172 0.4558 0.7189 -1.250 0.0840 0.06137 0.05308 0.0120 0.4570 0.7507 -1.000 0.1517 0.06229 0.05480 -0.0025 0.4843 0.8595 -0.500 0.3375 0.06567 0.05751 -0.0671 0.7062 1.0008 -0.250 0.3545 0.06847 0.05995 -0.0719 0.7243 1.0008 0.000 0.3606 0.07128 0.06247 -0.0741 0.7371 1.0008 0.250 0.3737 0.07440 0.06530 -0.0762 0.7460 1.0008 0.500 0.3630 0.07661 0.06730 -0.0746 0.7521 1.0008 0.750 0.3685 0.07955 0.07000 -0.0745 0.7521 1.0008 1.000 0.3904 0.08334 0.07353 -0.0764 0.7459 1.0008 1.250 0.3911 0.08593 0.07591 -0.0746 0.7307 1.0008 1.500 0.4212 0.09022 0.07992 -0.0746 0.6876 1.0008 1.750 0.4751 0.09666 0.08595 -0.0700 0.5816 1.0008 2.000 0.4843 0.10040 0.08946 -0.0665 0.5370 1.0008 2.250 0.4924 0.10383 0.09271 -0.0652 0.5123 1.0008 2.500 0.4985 0.10694 0.09567 -0.0653 0.5015 1.0008 2.750 0.5107 0.11064 0.09922 -0.0661 0.4977 1.0008 3.000 0.5094 0.11327 0.10174 -0.0662 0.4954 1.0008 3.250 0.5141 0.11642 0.10476 -0.0665 0.4925 1.0008 3.500 0.5252 0.12016 0.10838 -0.0671 0.4901 1.0008 3.750 0.5321 0.12357 0.11166 -0.0677 0.4890 1.0008 4.000 0.5342 0.12640 0.11439 -0.0681 0.4880 1.0008 4.250 0.5378 0.12932 0.11721 -0.0686 0.4866 1.0008 4.500 0.5429 0.13236 0.12017 -0.0692 0.4850 1.0008 4.750 0.5494 0.13554 0.12325 -0.0698 0.4834 1.0008 5.000 0.5572 0.13886 0.12648 -0.0706 0.4816 1.0008