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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0117 0.07449 0.06825 0.0212 0.2382 0.7979 -2.750 -0.0661 0.07224 0.06615 0.0287 0.2370 0.7348 -2.250 0.0440 0.05969 0.05031 -0.0408 0.2367 0.1879 -2.000 0.0839 0.05808 0.04811 -0.0420 0.2389 0.1721 -1.750 0.1196 0.05679 0.04644 -0.0426 0.2413 0.1624 -1.500 0.1557 0.05629 0.04547 -0.0429 0.2438 0.1555 -1.250 0.1931 0.05430 0.04362 -0.0430 0.2511 0.1521 -1.000 0.2292 0.05390 0.04313 -0.0432 0.2584 0.1500 -0.750 0.2632 0.05417 0.04319 -0.0432 0.2646 0.1496 -0.500 0.2966 0.05570 0.04437 -0.0433 0.2697 0.1512 -0.250 0.3383 0.05446 0.04349 -0.0440 0.2870 0.1575 0.000 0.3699 0.05622 0.04525 -0.0444 0.2958 0.1670 0.250 0.4095 0.05593 0.04542 -0.0456 0.3192 0.1767 0.500 0.4472 0.05638 0.04637 -0.0474 0.3459 0.1898 0.750 0.4849 0.05743 0.04788 -0.0499 0.3774 0.2162 1.000 0.5422 0.05554 0.04926 -0.0577 0.4334 1.0007 1.250 0.5620 0.06201 0.05687 -0.0760 0.5452 1.0007 2.250 0.0916 0.09981 0.09257 -0.0558 0.9460 0.1473 2.500 0.1203 0.10356 0.09604 -0.0583 0.9442 0.1480 2.750 0.1619 0.10707 0.09930 -0.0625 0.9199 0.1516 3.000 0.2090 0.11174 0.10379 -0.0674 0.8931 0.1609 3.250 0.2183 0.11086 0.10286 -0.0656 0.8552 0.1677 3.500 0.2544 0.11370 0.10561 -0.0678 0.8229 0.1797 3.750 0.2977 0.11715 0.10908 -0.0708 0.7914 0.2020 4.000 0.3500 0.11941 0.11367 -0.0741 0.7625 1.0007 4.250 0.3617 0.11921 0.11288 -0.0709 0.7219 1.0007 4.500 0.4053 0.12260 0.11563 -0.0718 0.6834 1.0007 4.750 0.4223 0.12285 0.11550 -0.0689 0.6342 1.0007 5.000 0.4546 0.12492 0.11719 -0.0678 0.5903 1.0007