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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0971 0.07052 0.06207 -0.0279 0.2780 0.2915 -2.750 -0.0466 0.06679 0.05758 -0.0348 0.2763 0.2428 -2.500 -0.0104 0.06381 0.05441 -0.0364 0.2749 0.2257 -2.250 0.0313 0.06174 0.05185 -0.0387 0.2738 0.2096 -2.000 0.0749 0.06011 0.04953 -0.0409 0.2734 0.1960 -1.750 0.1121 0.05853 0.04777 -0.0416 0.2743 0.1917 -1.500 0.1495 0.05718 0.04631 -0.0422 0.2770 0.1887 -1.250 0.1875 0.05642 0.04535 -0.0428 0.2809 0.1898 -1.000 0.2265 0.05621 0.04483 -0.0435 0.2852 0.1937 -0.750 0.2642 0.05605 0.04456 -0.0441 0.2897 0.1994 -0.500 0.3009 0.05645 0.04483 -0.0446 0.2940 0.2056 -0.250 0.3368 0.05726 0.04545 -0.0448 0.2980 0.2132 0.000 0.3745 0.05628 0.04506 -0.0458 0.3095 0.2272 0.250 0.4076 0.05702 0.04606 -0.0463 0.3180 0.2518 0.500 0.4380 0.05830 0.04760 -0.0462 0.3242 0.2954 0.750 0.4872 0.05557 0.04741 -0.0489 0.3418 1.0007 1.000 0.5171 0.05856 0.04964 -0.0488 0.3518 1.0007 1.250 0.5489 0.06004 0.05127 -0.0515 0.3745 1.0007 1.500 0.5771 0.06249 0.05383 -0.0546 0.3996 1.0007 1.750 0.6006 0.06585 0.05734 -0.0587 0.4299 1.0007 2.000 0.5975 0.07162 0.06364 -0.0656 0.4777 1.0007 2.250 0.5270 0.08360 0.07632 -0.0734 0.5519 1.0007 2.500 0.1639 0.10551 0.09738 -0.0641 0.8956 0.2053 2.750 0.1433 0.10604 0.09784 -0.0593 0.9250 0.2056 3.000 0.1460 0.10842 0.10009 -0.0578 0.9460 0.2091 3.250 0.1407 0.10898 0.10053 -0.0546 0.9570 0.2121 3.500 0.1562 0.11222 0.10366 -0.0549 0.9681 0.2199 3.750 0.1617 0.11332 0.10479 -0.0536 0.9718 0.2302 4.000 0.2027 0.11928 0.11085 -0.0585 0.9662 0.2668 4.500 0.2677 0.12300 0.11593 -0.0635 0.9202 1.0007