XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: fc34. 7.10.10.53.57. 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  -0.0448   0.07094   0.06237  -0.0395  0.3787  0.2870
  -2.000   0.0360   0.06714   0.05749  -0.0466  0.3693  0.2635
  -1.500   0.1176   0.06431   0.05385  -0.0513  0.3643  0.2506
  -1.000   0.2020   0.06274   0.05135  -0.0553  0.3643  0.2417
  -0.500   0.2824   0.06221   0.05025  -0.0581  0.3677  0.2433
   0.000   0.3567   0.06193   0.05013  -0.0606  0.3758  0.2560
   0.500   0.4218   0.06272   0.05140  -0.0621  0.3847  0.2948
   1.000   0.4880   0.06174   0.05342  -0.0649  0.3977  1.0004
   1.500   0.5428   0.06662   0.05702  -0.0665  0.4134  1.0004
   2.000   0.5725   0.07325   0.06344  -0.0697  0.4371  1.0004
   2.500   0.5877   0.08173   0.07171  -0.0731  0.4664  1.0004
   3.000   0.4573   0.09853   0.08975  -0.0761  0.5373  1.0004
   3.500   0.3829   0.11134   0.10310  -0.0798  0.6370  1.0004
   4.500   0.1411   0.12103   0.11155  -0.0555  0.9994  0.2890
   5.500   0.1994   0.12641   0.11756  -0.0547  0.9996  1.0004
   6.000   0.2296   0.13163   0.12164  -0.0552  0.9996  1.0004