XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: fc34. 7.11.10.53.57. 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
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000  -0.0914   0.06099   0.05068  -0.0414  0.4139  0.3037
  -2.500  -0.0219   0.05637   0.04514  -0.0434  0.4035  0.3229
  -2.000   0.0554   0.05270   0.04061  -0.0456  0.3960  0.3632
  -1.500   0.1333   0.04979   0.03745  -0.0470  0.3914  0.4412
  -1.000   0.2538   0.04567   0.03383  -0.0533  0.3886  1.0001
  -0.500   0.3201   0.04763   0.03455  -0.0543  0.3897  1.0001
   0.000   0.3831   0.04984   0.03621  -0.0558  0.3933  1.0001
   0.500   0.4435   0.05259   0.03863  -0.0575  0.3990  1.0001
   1.000   0.5010   0.05605   0.04183  -0.0593  0.4058  1.0001
   1.500   0.5549   0.05977   0.04559  -0.0619  0.4153  1.0001
   2.000   0.6000   0.06485   0.05081  -0.0650  0.4296  1.0001
   2.500   0.6246   0.07162   0.05791  -0.0684  0.4492  1.0001
   3.000   0.6119   0.08172   0.06830  -0.0713  0.4782  1.0001
   3.500   0.5386   0.09629   0.08310  -0.0734  0.5289  1.0001
   4.000   0.4274   0.11050   0.09751  -0.0739  0.6241  1.0001
   5.500   0.2276   0.12296   0.10987  -0.0506  0.9960  1.0001
   6.000   0.2487   0.12788   0.11437  -0.0509  0.9995  1.0001
   6.500   0.2774   0.13338   0.11948  -0.0531  0.9975  1.0001
   7.000   0.3233   0.14120   0.12693  -0.0592  0.9821  1.0001
   7.500   0.3773   0.15148   0.13683  -0.0669  0.9591  1.0001
   8.000   0.4116   0.15548   0.14058  -0.0703  0.9255  1.0001