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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0526 0.04517 0.03154 0.0062 0.9992 1.0008 -2.750 -0.0367 0.04474 0.03065 0.0031 0.9992 1.0008 -2.500 -0.0175 0.04506 0.03053 0.0006 0.9992 1.0008 -2.250 -0.0010 0.04592 0.03105 -0.0011 0.9992 1.0008 -2.000 0.0119 0.04736 0.03226 -0.0027 0.9992 1.0008 -1.750 0.0190 0.04975 0.03452 -0.0051 0.9992 1.0008 -1.500 0.0216 0.05311 0.03768 -0.0085 0.9992 1.0008 -1.250 0.0266 0.05628 0.04057 -0.0116 0.9992 1.0008 -1.000 0.0347 0.05911 0.04310 -0.0141 0.9992 1.0008 -0.750 0.0446 0.06176 0.04544 -0.0164 0.9992 1.0008 -0.500 0.0628 0.06448 0.04784 -0.0201 0.9936 1.0008 -0.250 0.0910 0.06763 0.05060 -0.0255 0.9834 1.0008 0.000 0.1039 0.07019 0.05287 -0.0274 0.9826 1.0008 0.250 0.1110 0.07255 0.05487 -0.0280 0.9866 1.0008 0.500 0.1082 0.07434 0.05644 -0.0263 0.9957 1.0008 0.750 0.1166 0.07675 0.05857 -0.0269 0.9992 1.0008 1.000 0.1295 0.07928 0.06083 -0.0284 0.9992 1.0008 1.250 0.1425 0.08182 0.06312 -0.0298 0.9992 1.0008 1.500 0.1555 0.08438 0.06543 -0.0313 0.9992 1.0008 1.750 0.1685 0.08696 0.06778 -0.0327 0.9992 1.0008 2.000 0.1815 0.08956 0.07016 -0.0340 0.9992 1.0008 2.250 0.1945 0.09219 0.07258 -0.0354 0.9992 1.0008 2.500 0.2075 0.09486 0.07505 -0.0368 0.9992 1.0008 2.750 0.2205 0.09755 0.07755 -0.0381 0.9992 1.0008 3.000 0.2334 0.10027 0.08008 -0.0395 0.9992 1.0008 3.250 0.2464 0.10301 0.08265 -0.0408 0.9992 1.0008 3.500 0.2593 0.10578 0.08525 -0.0422 0.9992 1.0008 3.750 0.2722 0.10857 0.08788 -0.0435 0.9992 1.0008 4.000 0.2850 0.11138 0.09050 -0.0449 0.9992 1.0008 4.250 0.2978 0.11422 0.09319 -0.0462 0.9992 1.0008 4.500 0.3106 0.11707 0.09591 -0.0476 0.9992 1.0008 4.750 0.3234 0.11996 0.09865 -0.0490 0.9992 1.0008 5.000 0.3361 0.12286 0.10143 -0.0504 0.9992 1.0008