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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1026 0.07126 0.06245 -0.0268 0.3434 0.2891 -2.750 -0.0612 0.06826 0.05894 -0.0315 0.3413 0.2699 -2.500 -0.0226 0.06596 0.05630 -0.0338 0.3397 0.2624 -2.250 0.0150 0.06380 0.05386 -0.0356 0.3389 0.2583 -2.000 0.0547 0.06204 0.05174 -0.0375 0.3387 0.2559 -1.750 0.0961 0.06060 0.04992 -0.0394 0.3391 0.2545 -1.500 0.1386 0.05947 0.04839 -0.0411 0.3397 0.2536 -1.250 0.1810 0.05863 0.04721 -0.0426 0.3404 0.2543 -1.000 0.2224 0.05813 0.04643 -0.0439 0.3412 0.2596 -0.750 0.2628 0.05782 0.04595 -0.0451 0.3422 0.2703 -0.500 0.3009 0.05762 0.04583 -0.0459 0.3435 0.2874 -0.250 0.3377 0.05754 0.04593 -0.0466 0.3452 0.3081 0.000 0.3722 0.05758 0.04629 -0.0469 0.3475 0.3455 0.250 0.4022 0.05698 0.04680 -0.0466 0.3501 0.4333 0.500 0.4563 0.05699 0.04711 -0.0479 0.3535 1.0007 0.750 0.4880 0.05792 0.04787 -0.0490 0.3625 1.0007 1.000 0.5165 0.06010 0.04983 -0.0501 0.3715 1.0007 1.250 0.5443 0.06279 0.05218 -0.0508 0.3790 1.0007 1.500 0.5688 0.06488 0.05442 -0.0529 0.3913 1.0007 1.750 0.5905 0.06807 0.05756 -0.0547 0.4040 1.0007 2.000 0.6047 0.07141 0.06107 -0.0573 0.4201 1.0007 2.250 0.6234 0.07544 0.06497 -0.0593 0.4353 1.0007 2.500 0.6101 0.08098 0.07082 -0.0625 0.4604 1.0007 2.750 0.5589 0.08892 0.07918 -0.0654 0.4952 1.0007 3.250 0.4462 0.10464 0.09533 -0.0693 0.5949 1.0007 3.750 0.1842 0.11153 0.10531 -0.0556 0.9507 1.0007 4.000 0.1827 0.11321 0.10630 -0.0522 0.9711 1.0007 4.250 0.1842 0.11514 0.10752 -0.0493 0.9854 1.0007 4.750 0.1909 0.11799 0.10937 -0.0454 0.9970 1.0007 5.000 0.2021 0.12067 0.11160 -0.0451 0.9993 1.0007