XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: fc34. 7. 2.10.53.57. 7. 7.12.%                  
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.020 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -2.500  -0.0424   0.07208   0.06319  -0.0389  0.3748  0.2977
  -2.000   0.0429   0.06793   0.05802  -0.0472  0.3741  0.2747
  -1.500   0.1231   0.06436   0.05382  -0.0518  0.3761  0.2725
  -1.000   0.2032   0.06175   0.05081  -0.0555  0.3805  0.2860
  -0.500   0.2797   0.06015   0.04916  -0.0582  0.3866  0.3428
   0.000   0.3490   0.05846   0.04838  -0.0589  0.3930  0.4746
   0.500   0.4409   0.05797   0.04875  -0.0635  0.4027  1.0001
   1.000   0.4979   0.06222   0.05205  -0.0659  0.4163  1.0001
   1.500   0.5439   0.06716   0.05660  -0.0688  0.4316  1.0001
   2.000   0.5800   0.07388   0.06300  -0.0718  0.4513  1.0001
   2.500   0.5239   0.08612   0.07596  -0.0757  0.4967  1.0001
   3.000   0.4356   0.10024   0.09043  -0.0776  0.5638  1.0001
   4.500   0.1440   0.11574   0.10723  -0.0520  0.9999  1.0001
   5.000   0.1739   0.12091   0.11127  -0.0527  0.9999  1.0001
   5.500   0.2022   0.12613   0.11564  -0.0538  0.9999  1.0001
   6.000   0.2299   0.13139   0.12021  -0.0550  0.9999  1.0001
   6.500   0.2698   0.13855   0.12669  -0.0591  0.9935  1.0001
   7.000   0.3294   0.14853   0.13603  -0.0675  0.9668  1.0001
   7.500   0.3757   0.15512   0.14215  -0.0729  0.9319  1.0001
   8.000   0.4098   0.15957   0.14619  -0.0755  0.8985  1.0001