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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1538 0.04573 0.03509 0.0294 0.6029 0.4601 -2.750 -0.1352 0.04813 0.03778 0.0326 0.5409 0.4892 -2.500 -0.1105 0.05144 0.04163 0.0331 0.4757 0.5281 -2.250 -0.0787 0.05387 0.04454 0.0312 0.4346 0.5808 -2.000 -0.0395 0.05529 0.04623 0.0273 0.4157 0.6026 -1.750 0.0067 0.05688 0.04777 0.0210 0.4063 0.6091 -1.500 0.0475 0.05851 0.04944 0.0162 0.4020 0.6179 -1.250 0.0905 0.06037 0.05141 0.0102 0.4005 0.6313 -1.000 0.1302 0.06249 0.05364 0.0050 0.4013 0.6500 -0.750 0.1749 0.06477 0.05638 -0.0033 0.4062 0.6820 -0.500 0.2108 0.06702 0.05934 -0.0088 0.4177 0.7606 0.000 0.3551 0.07331 0.06535 -0.0496 0.5542 1.0008 0.500 0.3961 0.08012 0.07142 -0.0525 0.5261 1.0008 0.750 0.4126 0.08349 0.07449 -0.0530 0.5082 1.0008 1.000 0.4267 0.08681 0.07754 -0.0532 0.4886 1.0008 1.250 0.4381 0.08984 0.08037 -0.0542 0.4706 1.0008 1.500 0.4550 0.09417 0.08443 -0.0530 0.4557 1.0008 1.750 0.4664 0.09680 0.08693 -0.0562 0.4530 1.0008 2.000 0.4803 0.10035 0.09033 -0.0582 0.4541 1.0008 2.250 0.4929 0.10391 0.09375 -0.0600 0.4548 1.0008 2.500 0.5046 0.10750 0.09720 -0.0616 0.4554 1.0008 2.750 0.5153 0.11109 0.10067 -0.0630 0.4558 1.0008 3.000 0.5250 0.11468 0.10413 -0.0643 0.4560 1.0008 3.250 0.5335 0.11822 0.10755 -0.0653 0.4563 1.0008 3.500 0.5402 0.12169 0.11092 -0.0660 0.4564 1.0008 3.750 0.5469 0.12521 0.11433 -0.0667 0.4565 1.0008 4.000 0.5534 0.12868 0.11770 -0.0674 0.4566 1.0008 4.250 0.5593 0.13203 0.12096 -0.0681 0.4566 1.0008 4.500 0.5645 0.13523 0.12407 -0.0688 0.4565 1.0008 4.750 0.5688 0.13822 0.12698 -0.0695 0.4563 1.0008 5.000 0.5723 0.14101 0.12968 -0.0702 0.4559 1.0008