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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.1375 0.07233 0.06635 0.0064 0.2352 0.9123 -2.750 0.0527 0.07166 0.06579 0.0193 0.2325 0.8415 -2.500 -0.0264 0.06908 0.06330 0.0271 0.2298 0.7642 -2.250 -0.1084 0.06580 0.06001 0.0299 0.2265 0.6843 -2.000 0.0891 0.05688 0.04695 -0.0425 0.2286 0.1570 -1.750 0.1223 0.05553 0.04556 -0.0427 0.2333 0.1531 -1.500 0.1580 0.05466 0.04429 -0.0430 0.2376 0.1459 -1.250 0.1926 0.05475 0.04393 -0.0430 0.2415 0.1408 -1.000 0.2299 0.05313 0.04247 -0.0430 0.2509 0.1384 -0.750 0.2654 0.05320 0.04253 -0.0432 0.2616 0.1371 -0.500 0.2971 0.05456 0.04364 -0.0431 0.2685 0.1374 -0.250 0.3384 0.05376 0.04317 -0.0438 0.2901 0.1392 0.000 0.3785 0.05402 0.04373 -0.0450 0.3151 0.1447 0.250 0.4178 0.05490 0.04497 -0.0470 0.3469 0.1553 0.500 0.4560 0.05710 0.04739 -0.0492 0.3818 0.1672 0.750 0.5172 0.05497 0.04651 -0.0592 0.4703 0.1846 1.750 0.0687 0.09664 0.09006 -0.0569 0.9441 0.1379 2.000 0.0825 0.09677 0.08999 -0.0566 0.9271 0.1366 2.250 0.1248 0.09970 0.09260 -0.0605 0.9005 0.1355 2.500 0.1768 0.10367 0.09622 -0.0655 0.8702 0.1366 2.750 0.2375 0.10921 0.10145 -0.0713 0.8398 0.1412 3.000 0.2455 0.10807 0.10026 -0.0684 0.7964 0.1458 3.250 0.3178 0.11374 0.10591 -0.0748 0.7624 0.1671 3.750 0.3787 0.11167 0.10646 -0.0723 0.6699 0.8732 4.000 0.4184 0.11231 0.10611 -0.0695 0.6138 1.0007 4.500 0.5011 0.11693 0.10974 -0.0669 0.5349 1.0007 4.750 0.4971 0.11841 0.11102 -0.0630 0.4984 1.0007 5.000 0.5148 0.12092 0.11329 -0.0613 0.4725 1.0007