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 = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2947 0.08090 0.07629 0.0170 0.9993 0.4465 -2.750 -0.2639 0.07754 0.07297 0.0101 0.9993 0.4361 -2.500 -0.1007 0.06807 0.06331 -0.0188 0.8151 0.4305 -2.250 -0.0775 0.06607 0.06131 -0.0205 0.6786 0.4288 -2.000 0.0379 0.06073 0.05340 -0.0334 0.5832 0.4379 -1.750 0.0771 0.05921 0.05103 -0.0345 0.5617 0.4499 -1.500 0.1200 0.05831 0.04928 -0.0374 0.5462 0.4655 -1.250 0.1583 0.05736 0.04799 -0.0385 0.5345 0.4892 -1.000 0.1972 0.05647 0.04706 -0.0401 0.5255 0.5227 -0.750 0.2317 0.05540 0.04637 -0.0401 0.5182 0.5757 -0.500 0.2639 0.05364 0.04575 -0.0385 0.5127 0.6853 -0.250 0.3788 0.05476 0.04472 -0.0549 0.5049 1.0007 0.000 0.4145 0.05669 0.04548 -0.0559 0.5028 1.0007 0.250 0.4448 0.05876 0.04693 -0.0571 0.5025 1.0007 0.500 0.4724 0.06107 0.04884 -0.0585 0.5038 1.0007 0.750 0.4974 0.06369 0.05117 -0.0600 0.5063 1.0007 1.000 0.5197 0.06662 0.05385 -0.0616 0.5095 1.0007 1.250 0.5395 0.06983 0.05688 -0.0631 0.5133 1.0007 1.500 0.5356 0.07452 0.06181 -0.0650 0.5215 1.0007 1.750 0.5362 0.07911 0.06631 -0.0662 0.5292 1.0007 2.000 0.5228 0.08446 0.07168 -0.0671 0.5389 1.0007 2.250 0.5093 0.08978 0.07690 -0.0678 0.5498 1.0007 2.500 0.4802 0.09540 0.08249 -0.0675 0.5633 1.0007 2.750 0.4600 0.10020 0.08717 -0.0670 0.5765 1.0007 3.000 0.4462 0.10479 0.09159 -0.0669 0.5908 1.0007 3.250 0.4401 0.10918 0.09576 -0.0674 0.6059 1.0007 3.500 0.4203 0.11341 0.09988 -0.0669 0.6247 1.0007 3.750 0.4098 0.11749 0.10380 -0.0670 0.6448 1.0007 4.000 0.4059 0.12169 0.10777 -0.0677 0.6673 1.0007 4.250 0.3899 0.12526 0.11122 -0.0673 0.6966 1.0007 4.500 0.3747 0.12866 0.11450 -0.0671 0.7352 1.0007 4.750 0.3406 0.13063 0.11648 -0.0648 0.8033 1.0007 5.000 0.2025 0.12268 0.10916 -0.0417 0.9993 1.0007