XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: UNIVERSITY OF ILLINOIS UI-1720 AIRFOIL          
  
 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   0.0647   0.06394   0.05657  -0.0618  0.6327  0.4061
  -2.750   0.0962   0.06197   0.05432  -0.0723  0.6299  0.3925
  -2.500   0.1211   0.06090   0.05314  -0.0770  0.6285  0.3909
  -2.250   0.1468   0.06008   0.05217  -0.0819  0.6280  0.3892
  -2.000   0.1727   0.05960   0.05150  -0.0869  0.6282  0.3890
  -1.750   0.2001   0.05948   0.05108  -0.0924  0.6294  0.3932
  -1.500   0.2189   0.05981   0.05136  -0.0945  0.6314  0.3997
  -1.250   0.2432   0.06026   0.05160  -0.0978  0.6338  0.4070
  -1.000   0.2502   0.06195   0.05317  -0.1016  0.6412  0.4124
  -0.750   0.2555   0.06377   0.05486  -0.1046  0.6498  0.4189
  -0.500   0.2728   0.06495   0.05593  -0.1064  0.6550  0.4325
  -0.250   0.2951   0.06607   0.05687  -0.1090  0.6598  0.4489
   0.000   0.2754   0.06872   0.05949  -0.1096  0.6780  0.4497
   0.500   0.2713   0.07299   0.06361  -0.1133  0.7252  0.4700
   0.750   0.2133   0.07579   0.06655  -0.1126  0.8203  0.4498
   1.500   0.0524   0.07274   0.06360  -0.0854  1.0004  0.4200
   1.750   0.0778   0.07385   0.06446  -0.0876  1.0004  0.4398
   2.000   0.1020   0.07497   0.06546  -0.0893  1.0004  0.4642
   2.250   0.1260   0.07616   0.06664  -0.0907  1.0004  0.4995
   2.500   0.1522   0.07738   0.06800  -0.0923  1.0004  0.5576
   2.750   0.1794   0.07747   0.06929  -0.0920  1.0004  0.7363