XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: fc34. 5.11.10.53.38. 7. 7.12.% 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1015 0.07061 0.06207 -0.0266 0.3063 0.2855 -2.750 -0.0583 0.06741 0.05838 -0.0316 0.3055 0.2571 -2.500 -0.0143 0.06491 0.05528 -0.0355 0.3048 0.2367 -2.250 0.0251 0.06250 0.05254 -0.0376 0.3040 0.2255 -2.000 0.0689 0.06115 0.05050 -0.0399 0.3032 0.2159 -1.750 0.1062 0.05973 0.04882 -0.0409 0.3026 0.2150 -1.500 0.1450 0.05880 0.04754 -0.0418 0.3023 0.2163 -1.250 0.1841 0.05784 0.04639 -0.0427 0.3027 0.2193 -1.000 0.2230 0.05714 0.04558 -0.0435 0.3043 0.2230 -0.750 0.2628 0.05677 0.04513 -0.0444 0.3076 0.2273 -0.500 0.3019 0.05678 0.04507 -0.0452 0.3123 0.2358 -0.250 0.3386 0.05697 0.04536 -0.0459 0.3173 0.2515 0.000 0.3734 0.05752 0.04603 -0.0463 0.3219 0.2746 0.250 0.4058 0.05803 0.04687 -0.0463 0.3263 0.3116 0.500 0.4351 0.05610 0.04680 -0.0465 0.3365 0.4357 1.000 0.5163 0.05983 0.05000 -0.0485 0.3533 1.0007 1.250 0.5456 0.06099 0.05146 -0.0510 0.3711 1.0007 1.500 0.5737 0.06431 0.05438 -0.0517 0.3812 1.0007 1.750 0.5958 0.06665 0.05708 -0.0552 0.4041 1.0007 2.000 0.6101 0.07034 0.06101 -0.0589 0.4291 1.0007 2.250 0.6125 0.07543 0.06631 -0.0628 0.4589 1.0007 2.500 0.5566 0.08465 0.07607 -0.0677 0.5078 1.0007 2.750 0.4517 0.09553 0.08760 -0.0698 0.5785 1.0007 3.000 0.3384 0.10636 0.09981 -0.0725 0.7175 1.0007 3.250 0.1766 0.11283 0.10420 -0.0602 0.9436 0.2667 3.500 0.1614 0.11218 0.10360 -0.0555 0.9585 0.2717 4.000 0.1723 0.11561 0.10732 -0.0525 0.9815 0.3190 4.250 0.1809 0.11495 0.10888 -0.0514 0.9858 1.0007 4.500 0.1977 0.11773 0.11067 -0.0507 0.9875 1.0007 4.750 0.2200 0.12027 0.11246 -0.0523 0.9750 1.0007 5.000 0.2498 0.12463 0.11622 -0.0557 0.9591 1.0007