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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1614 0.04637 0.03549 0.0320 0.5384 0.3761 -2.750 -0.1355 0.04860 0.03785 0.0326 0.4793 0.4007 -2.500 -0.1061 0.05083 0.04032 0.0318 0.4290 0.4289 -2.250 -0.0651 0.05166 0.04180 0.0276 0.3980 0.4683 -2.000 -0.0222 0.05242 0.04314 0.0227 0.3834 0.5228 -1.750 0.0155 0.05333 0.04418 0.0196 0.3770 0.5400 -1.500 0.0569 0.05484 0.04559 0.0151 0.3738 0.5457 -1.250 0.0993 0.05684 0.04758 0.0096 0.3732 0.5535 -1.000 0.1389 0.05904 0.04986 0.0046 0.3746 0.5642 -0.750 0.1834 0.06220 0.05317 -0.0034 0.3793 0.5801 -0.500 0.2211 0.06526 0.05654 -0.0096 0.3853 0.6012 -0.250 0.2529 0.06839 0.06006 -0.0140 0.3921 0.6367 0.250 0.3418 0.07646 0.06906 -0.0368 0.4533 1.0008 0.500 0.3670 0.07974 0.07188 -0.0389 0.4416 1.0008 0.750 0.3889 0.08217 0.07396 -0.0410 0.4233 1.0008 1.000 0.4076 0.08237 0.07375 -0.0388 0.3890 1.0008 2.000 0.4843 0.10002 0.09079 -0.0556 0.4311 1.0008 2.250 0.4922 0.10263 0.09330 -0.0589 0.4333 1.0008 2.500 0.4975 0.10556 0.09611 -0.0612 0.4359 1.0008 2.750 0.5044 0.10883 0.09925 -0.0627 0.4379 1.0008 3.000 0.5109 0.11219 0.10249 -0.0635 0.4395 1.0008 3.250 0.5183 0.11569 0.10587 -0.0642 0.4406 1.0008 3.500 0.5263 0.11926 0.10933 -0.0649 0.4414 1.0008 3.750 0.5345 0.12284 0.11280 -0.0657 0.4419 1.0008 4.000 0.5422 0.12635 0.11620 -0.0665 0.4421 1.0008 4.250 0.5489 0.12971 0.11948 -0.0672 0.4422 1.0008 4.500 0.5541 0.13283 0.12251 -0.0680 0.4420 1.0008 4.750 0.5564 0.13544 0.12504 -0.0686 0.4411 1.0008 5.000 0.5592 0.13799 0.12751 -0.0692 0.4390 1.0008