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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1115 0.07165 0.06318 -0.0228 0.4026 0.3302 -2.750 -0.0729 0.06926 0.06023 -0.0274 0.3970 0.3183 -2.500 -0.0364 0.06683 0.05744 -0.0298 0.3925 0.3114 -2.250 0.0048 0.06478 0.05484 -0.0331 0.3889 0.3034 -2.000 0.0490 0.06326 0.05263 -0.0364 0.3861 0.2973 -1.750 0.0914 0.06197 0.05084 -0.0386 0.3843 0.2970 -1.500 0.1319 0.06078 0.04940 -0.0401 0.3833 0.3028 -1.250 0.1739 0.05996 0.04830 -0.0418 0.3831 0.3121 -1.000 0.2180 0.05941 0.04740 -0.0438 0.3836 0.3227 -0.750 0.2583 0.05857 0.04669 -0.0450 0.3849 0.3390 -0.500 0.2978 0.05797 0.04631 -0.0462 0.3871 0.3654 -0.250 0.3356 0.05745 0.04618 -0.0471 0.3899 0.4082 0.000 0.3664 0.05619 0.04627 -0.0468 0.3926 0.4974 0.250 0.4302 0.05569 0.04583 -0.0500 0.3957 1.0007 0.500 0.4624 0.05756 0.04694 -0.0504 0.3990 1.0007 0.750 0.4911 0.05964 0.04860 -0.0510 0.4026 1.0007 1.000 0.5182 0.06197 0.05061 -0.0517 0.4063 1.0007 1.250 0.5461 0.06463 0.05295 -0.0526 0.4098 1.0007 1.500 0.5653 0.06692 0.05547 -0.0547 0.4185 1.0007 1.750 0.5819 0.07023 0.05880 -0.0565 0.4275 1.0007 2.000 0.6029 0.07367 0.06204 -0.0578 0.4351 1.0007 2.250 0.5959 0.07827 0.06699 -0.0602 0.4503 1.0007 2.500 0.6086 0.08255 0.07110 -0.0618 0.4621 1.0007 2.750 0.5728 0.08917 0.07803 -0.0637 0.4844 1.0007 3.000 0.5382 0.09594 0.08491 -0.0654 0.5092 1.0007 3.250 0.4875 0.10266 0.09176 -0.0658 0.5408 1.0007 3.500 0.4578 0.10837 0.09748 -0.0672 0.5762 1.0007 3.750 0.4262 0.11382 0.10296 -0.0683 0.6209 1.0007 4.000 0.3806 0.11912 0.10842 -0.0684 0.6887 1.0007 4.250 0.1850 0.11557 0.10638 -0.0475 0.9850 1.0007 4.500 0.1740 0.11572 0.10624 -0.0429 0.9993 1.0007 4.750 0.1881 0.11844 0.10846 -0.0434 0.9993 1.0007 5.000 0.2018 0.12118 0.11076 -0.0440 0.9993 1.0007