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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.0514 0.06626 0.05769 -0.0330 0.2475 0.2602 -2.500 0.0002 0.06311 0.05374 -0.0384 0.2486 0.2143 -2.000 0.0783 0.05840 0.04847 -0.0413 0.2532 0.1837 -1.750 0.1191 0.05719 0.04672 -0.0423 0.2563 0.1735 -1.500 0.1553 0.05605 0.04543 -0.0428 0.2599 0.1696 -1.250 0.1914 0.05544 0.04457 -0.0431 0.2636 0.1666 -1.000 0.2263 0.05543 0.04424 -0.0432 0.2671 0.1655 -0.750 0.2620 0.05572 0.04425 -0.0434 0.2710 0.1690 -0.500 0.3022 0.05495 0.04362 -0.0440 0.2820 0.1751 -0.250 0.3373 0.05544 0.04425 -0.0446 0.2902 0.1836 0.000 0.3702 0.05707 0.04567 -0.0447 0.2963 0.1919 0.250 0.4087 0.05616 0.04544 -0.0458 0.3140 0.2037 0.500 0.4388 0.05800 0.04737 -0.0460 0.3236 0.2278 0.750 0.4749 0.05753 0.04790 -0.0479 0.3467 0.2808 1.000 0.5243 0.05665 0.04907 -0.0515 0.3744 1.0007 1.250 0.5588 0.05911 0.05136 -0.0545 0.4057 1.0007 1.500 0.5912 0.06195 0.05459 -0.0618 0.4582 1.0007 1.750 0.5627 0.07249 0.06615 -0.0764 0.5532 1.0007 2.000 0.1354 0.10050 0.09298 -0.0637 0.8947 0.1657 2.500 0.1243 0.10465 0.09686 -0.0588 0.9435 0.1691 2.750 0.1157 0.10409 0.09617 -0.0551 0.9492 0.1709 3.000 0.1220 0.10574 0.09762 -0.0539 0.9550 0.1745 3.500 0.2063 0.11490 0.10654 -0.0634 0.9204 0.1956 3.750 0.2435 0.11841 0.11008 -0.0669 0.8945 0.2146 4.000 0.2797 0.12157 0.11361 -0.0700 0.8677 0.2647 4.250 0.3125 0.12256 0.11623 -0.0709 0.8402 1.0007 4.500 0.3370 0.12546 0.11848 -0.0711 0.8115 1.0007 4.750 0.3426 0.12506 0.11776 -0.0685 0.7762 1.0007 5.000 0.3743 0.12849 0.12074 -0.0697 0.7445 1.0007