XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: AG09 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.250 -0.5995 0.11592 0.10931 0.0211 1.0000 0.1507 -8.000 -0.5788 0.10908 0.10244 0.0242 1.0000 0.1571 -7.750 -0.5805 0.10680 0.10024 0.0211 1.0000 0.1634 -7.500 -0.5757 0.10273 0.09624 0.0196 1.0000 0.1675 -7.250 -0.5680 0.09923 0.09276 0.0182 1.0000 0.1768 -7.000 -0.5595 0.09503 0.08857 0.0173 1.0000 0.1843 -6.750 -0.5557 0.09220 0.08580 0.0101 1.0000 0.1941 -6.500 -0.5464 0.08901 0.08261 0.0059 1.0000 0.2074 -6.000 -0.5236 0.08049 0.07415 0.0061 1.0000 0.2365 -5.750 -0.5112 0.07636 0.07006 0.0069 1.0000 0.2521 -5.500 -0.4984 0.07258 0.06631 0.0074 1.0000 0.2708 -5.250 -0.4863 0.06894 0.06268 0.0062 1.0000 0.2952 -4.750 -0.4637 0.06220 0.05602 0.0083 1.0000 0.3638 -4.500 -0.4560 0.05906 0.05296 0.0147 1.0000 0.4121 -4.000 -0.4488 0.05356 0.04769 0.0340 1.0000 0.5547 -3.750 -0.2897 0.03954 0.03127 -0.0310 1.0000 0.1765 -3.500 -0.2514 0.03467 0.02560 -0.0337 1.0000 0.1479 -3.250 -0.2198 0.03152 0.02184 -0.0346 1.0000 0.1496 -3.000 -0.1881 0.02864 0.01829 -0.0349 1.0000 0.1510 -2.750 -0.1604 0.02604 0.01556 -0.0348 1.0000 0.1586 -2.500 -0.1316 0.02409 0.01322 -0.0345 1.0000 0.1761 -2.250 -0.1023 0.02221 0.01102 -0.0341 1.0000 0.1937 -2.000 -0.0755 0.02061 0.00937 -0.0334 1.0000 0.2225 -1.750 -0.0473 0.01916 0.00792 -0.0327 1.0000 0.2637 -1.500 -0.0199 0.01757 0.00661 -0.0320 1.0000 0.3230 -1.250 0.0074 0.01374 0.00510 -0.0299 1.0000 1.0000 -1.000 0.0349 0.01375 0.00440 -0.0293 1.0000 1.0000 -0.750 0.0606 0.01376 0.00406 -0.0288 1.0000 1.0000 -0.500 0.0859 0.01379 0.00384 -0.0283 1.0000 1.0000 -0.250 0.1109 0.01384 0.00370 -0.0278 1.0000 1.0000 0.000 0.1356 0.01390 0.00361 -0.0272 1.0000 1.0000 0.250 0.1600 0.01398 0.00359 -0.0267 1.0000 1.0000 0.500 0.1843 0.01409 0.00364 -0.0262 1.0000 1.0000 0.750 0.2083 0.01422 0.00375 -0.0258 1.0000 1.0000 1.000 0.2320 0.01439 0.00392 -0.0254 1.0000 1.0000 1.250 0.2553 0.01460 0.00416 -0.0251 1.0000 1.0000 1.500 0.2782 0.01487 0.00448 -0.0248 1.0000 1.0000 1.750 0.3005 0.01522 0.00492 -0.0247 1.0000 1.0000 2.000 0.3223 0.01569 0.00549 -0.0249 1.0000 1.0000 2.250 0.3427 0.01636 0.00630 -0.0256 1.0000 1.0000 2.500 0.3818 0.01730 0.00745 -0.0306 0.9866 1.0000 2.750 0.4965 0.01737 0.00811 -0.0463 0.9076 1.0000 3.000 0.5450 0.01727 0.00816 -0.0469 0.8295 1.0000 3.250 0.5668 0.01757 0.00833 -0.0426 0.7574 1.0000 3.500 0.5856 0.01810 0.00865 -0.0385 0.6894 1.0000 3.750 0.6059 0.01879 0.00918 -0.0353 0.6253 1.0000 4.000 0.6275 0.01959 0.00978 -0.0327 0.5672 1.0000 4.250 0.6502 0.02050 0.01051 -0.0307 0.5143 1.0000 4.500 0.6737 0.02151 0.01137 -0.0290 0.4656 1.0000 4.750 0.6973 0.02260 0.01230 -0.0274 0.4206 1.0000 5.000 0.7210 0.02379 0.01352 -0.0261 0.3756 1.0000 5.250 0.7444 0.02506 0.01475 -0.0248 0.3315 1.0000 5.500 0.7674 0.02643 0.01607 -0.0235 0.2868 1.0000 5.750 0.7899 0.02791 0.01743 -0.0221 0.2416 1.0000 6.000 0.8121 0.02963 0.01900 -0.0208 0.1984 1.0000 6.250 0.8347 0.03193 0.02155 -0.0197 0.1627 1.0000 6.500 0.8577 0.03482 0.02460 -0.0187 0.1400 1.0000 6.750 0.8795 0.03790 0.02810 -0.0178 0.1226 1.0000 7.000 0.9004 0.04183 0.03237 -0.0171 0.1140 1.0000 7.250 0.9200 0.04505 0.03583 -0.0164 0.1039 1.0000 7.500 0.9340 0.05046 0.04192 -0.0162 0.1017 1.0000 7.750 0.9444 0.05640 0.04846 -0.0164 0.1018 1.0000 8.000 0.9534 0.06243 0.05486 -0.0168 0.1027 1.0000 8.250 0.9335 0.07294 0.06628 -0.0225 0.1113 1.0000 8.500 0.9348 0.07937 0.07281 -0.0242 0.1147 1.0000