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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0501 0.05438 0.03356 0.0036 0.9992 1.0008 -2.750 -0.0271 0.05448 0.03324 0.0015 0.9992 1.0008 -2.500 -0.0056 0.05480 0.03321 -0.0002 0.9992 1.0008 -2.250 0.0133 0.05537 0.03349 -0.0014 0.9992 1.0008 -2.000 0.0291 0.05620 0.03407 -0.0023 0.9992 1.0008 -1.750 0.0421 0.05731 0.03498 -0.0029 0.9992 1.0008 -1.500 0.0534 0.05873 0.03622 -0.0036 0.9992 1.0008 -1.250 0.0629 0.06054 0.03788 -0.0046 0.9992 1.0008 -1.000 0.0702 0.06284 0.04003 -0.0062 0.9992 1.0008 -0.750 0.0758 0.06559 0.04258 -0.0084 0.9992 1.0008 -0.500 0.0816 0.06845 0.04519 -0.0106 0.9992 1.0008 -0.250 0.0886 0.07123 0.04758 -0.0128 0.9992 1.0008 0.000 0.0968 0.07393 0.05000 -0.0147 0.9992 1.0008 0.250 0.1059 0.07655 0.05235 -0.0166 0.9992 1.0008 0.500 0.1158 0.07913 0.05466 -0.0183 0.9992 1.0008 0.750 0.1262 0.08168 0.05695 -0.0200 0.9992 1.0008 1.000 0.1370 0.08422 0.05923 -0.0216 0.9992 1.0008 1.250 0.1481 0.08675 0.06151 -0.0231 0.9992 1.0008 1.500 0.1594 0.08928 0.06380 -0.0246 0.9992 1.0008 1.750 0.1711 0.09183 0.06611 -0.0261 0.9992 1.0008 2.000 0.1830 0.09441 0.06846 -0.0276 0.9992 1.0008 2.250 0.1951 0.09699 0.07083 -0.0291 0.9992 1.0008 2.500 0.2072 0.09960 0.07322 -0.0305 0.9992 1.0008 2.750 0.2194 0.10221 0.07563 -0.0319 0.9992 1.0008 3.000 0.2317 0.10484 0.07807 -0.0333 0.9992 1.0008 3.250 0.2441 0.10748 0.08053 -0.0347 0.9992 1.0008 3.500 0.2565 0.11014 0.08301 -0.0362 0.9992 1.0008 3.750 0.2689 0.11281 0.08547 -0.0376 0.9992 1.0008 4.000 0.2814 0.11550 0.08799 -0.0390 0.9992 1.0008 4.250 0.2939 0.11821 0.09054 -0.0404 0.9992 1.0008 4.500 0.3064 0.12093 0.09311 -0.0418 0.9992 1.0008 4.750 0.3190 0.12367 0.09570 -0.0433 0.9992 1.0008 5.000 0.3315 0.12643 0.09832 -0.0447 0.9992 1.0008