XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: AG38 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.250 -0.5288 0.10881 0.10200 0.0035 1.0000 0.1981 -9.000 -0.5120 0.10381 0.09700 0.0051 1.0000 0.2076 -8.750 -0.5345 0.10322 0.09659 -0.0001 1.0000 0.2134 -8.500 -0.5209 0.09875 0.09213 0.0019 1.0000 0.2270 -8.250 -0.5137 0.09507 0.08850 0.0022 1.0000 0.2410 -8.000 -0.5111 0.09189 0.08539 0.0012 1.0000 0.2560 -7.750 -0.5100 0.08879 0.08237 -0.0005 1.0000 0.2717 -7.500 -0.4910 0.08434 0.07791 0.0045 1.0000 0.2922 -7.250 -0.4965 0.08222 0.07587 0.0011 1.0000 0.3149 -7.000 -0.4781 0.07788 0.07157 0.0062 1.0000 0.3364 -6.750 -0.4717 0.07475 0.06850 0.0078 1.0000 0.3638 -6.500 -0.4631 0.07169 0.06551 0.0106 1.0000 0.3956 -6.250 -0.4573 0.06884 0.06273 0.0139 1.0000 0.4345 -6.000 -0.4458 0.06585 0.05979 0.0192 1.0000 0.4797 -5.250 -0.3209 0.04151 0.03310 -0.0382 1.0000 0.1538 -5.000 -0.2915 0.03749 0.02848 -0.0392 1.0000 0.1393 -4.750 -0.2651 0.03419 0.02482 -0.0392 1.0000 0.1341 -4.500 -0.2342 0.03133 0.02105 -0.0391 1.0000 0.1261 -4.250 -0.2071 0.02878 0.01816 -0.0385 1.0000 0.1249 -4.000 -0.1800 0.02665 0.01566 -0.0379 1.0000 0.1285 -3.750 -0.1539 0.02490 0.01379 -0.0371 1.0000 0.1371 -3.500 -0.1264 0.02317 0.01184 -0.0361 1.0000 0.1443 -3.250 -0.1005 0.02175 0.01040 -0.0351 1.0000 0.1639 -3.000 -0.0725 0.02028 0.00897 -0.0342 1.0000 0.1963 -2.750 -0.0424 0.01529 0.00716 -0.0317 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0178 0.01532 0.00648 -0.0308 1.0000 1.0000 -2.250 0.0059 0.01537 0.00612 -0.0300 1.0000 1.0000 -2.000 0.0294 0.01544 0.00586 -0.0293 1.0000 1.0000 -1.750 0.0529 0.01554 0.00571 -0.0287 1.0000 1.0000 -1.500 0.0763 0.01568 0.00564 -0.0281 1.0000 1.0000 -1.250 0.0995 0.01584 0.00564 -0.0276 1.0000 1.0000 -1.000 0.1226 0.01605 0.00570 -0.0272 1.0000 1.0000 -0.750 0.1452 0.01630 0.00585 -0.0268 1.0000 1.0000 -0.500 0.1674 0.01661 0.00608 -0.0264 1.0000 1.0000 -0.250 0.1890 0.01699 0.00641 -0.0262 1.0000 1.0000 0.000 0.2096 0.01747 0.00685 -0.0260 1.0000 1.0000 0.250 0.2292 0.01809 0.00745 -0.0260 1.0000 1.0000 0.500 0.2472 0.01887 0.00824 -0.0262 1.0000 1.0000 0.750 0.2638 0.01985 0.00923 -0.0267 1.0000 1.0000 1.000 0.2920 0.02096 0.01038 -0.0296 0.9948 1.0000 1.250 0.3678 0.02178 0.01132 -0.0404 0.9634 1.0000 1.500 0.4377 0.02217 0.01190 -0.0490 0.9312 1.0000 1.750 0.5067 0.02209 0.01204 -0.0564 0.8995 1.0000 2.000 0.5575 0.02182 0.01198 -0.0596 0.8652 1.0000 2.250 0.6058 0.02132 0.01169 -0.0612 0.8323 1.0000 2.500 0.6419 0.02110 0.01157 -0.0604 0.7963 1.0000 2.750 0.6712 0.02108 0.01159 -0.0584 0.7583 1.0000 3.000 0.6954 0.02129 0.01187 -0.0557 0.7173 1.0000 3.250 0.7183 0.02154 0.01210 -0.0529 0.6747 1.0000 3.500 0.7409 0.02182 0.01230 -0.0501 0.6310 1.0000 3.750 0.7632 0.02233 0.01265 -0.0473 0.5851 1.0000 4.000 0.7842 0.02311 0.01337 -0.0448 0.5347 1.0000 4.250 0.8053 0.02383 0.01392 -0.0424 0.4837 1.0000 4.500 0.8254 0.02446 0.01444 -0.0400 0.4292 1.0000 4.750 0.8453 0.02515 0.01489 -0.0377 0.3738 1.0000 5.000 0.8651 0.02628 0.01573 -0.0357 0.3186 1.0000 5.250 0.8856 0.02780 0.01695 -0.0341 0.2697 1.0000 5.500 0.9071 0.02974 0.01880 -0.0328 0.2303 1.0000 5.750 0.9289 0.03165 0.02058 -0.0317 0.1999 1.0000 6.000 0.9520 0.03418 0.02330 -0.0307 0.1800 1.0000 6.250 0.9734 0.03653 0.02585 -0.0297 0.1626 1.0000 6.500 0.9945 0.03949 0.02916 -0.0287 0.1515 1.0000 6.750 1.0169 0.04257 0.03223 -0.0280 0.1427 1.0000 7.000 1.0290 0.04617 0.03669 -0.0264 0.1356 1.0000 7.250 1.0496 0.04951 0.03995 -0.0259 0.1291 1.0000 7.500 1.0567 0.05433 0.04551 -0.0244 0.1280 1.0000 7.750 1.0593 0.05961 0.05139 -0.0231 0.1277 1.0000 8.000 1.0566 0.06515 0.05743 -0.0222 0.1277 1.0000 8.250 1.0498 0.07087 0.06353 -0.0217 0.1279 1.0000 8.500 1.0410 0.07669 0.06961 -0.0216 0.1284 1.0000 8.750 1.0315 0.08259 0.07571 -0.0218 0.1293 1.0000 9.000 0.8644 0.11801 0.11092 -0.0565 0.2313 1.0000 9.250 0.8802 0.11893 0.11190 -0.0526 0.2007 1.0000