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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0419 0.08573 0.07582 -0.0095 0.9993 1.0007 -2.750 0.0403 0.08358 0.07415 -0.0090 0.9993 1.0007 -2.500 0.0367 0.08141 0.07245 -0.0085 0.9993 1.0007 -2.250 0.0309 0.07920 0.07074 -0.0077 0.9993 1.0007 -2.000 0.0223 0.07696 0.06901 -0.0067 0.9993 1.0007 -1.750 0.0104 0.07468 0.06724 -0.0053 0.9993 1.0007 -1.500 -0.0042 0.07239 0.06543 -0.0037 0.9993 1.0007 -1.250 -0.0175 0.07027 0.06361 -0.0028 0.9993 1.0007 -1.000 -0.0186 0.06883 0.06207 -0.0047 0.9993 1.0007 -0.750 -0.0020 0.06905 0.06172 -0.0102 0.9993 1.0007 -0.500 0.0099 0.07126 0.06325 -0.0145 0.9993 1.0007 -0.250 0.0087 0.07457 0.06592 -0.0166 0.9993 1.0007 0.000 0.0080 0.07799 0.06854 -0.0185 0.9993 1.0007 0.250 0.0120 0.08119 0.07078 -0.0204 0.9993 1.0007 0.500 0.0188 0.08416 0.07277 -0.0220 0.9993 1.0007 0.750 0.0267 0.08696 0.07461 -0.0232 0.9993 1.0007 1.000 0.0352 0.08963 0.07638 -0.0242 0.9993 1.0007 1.250 0.0443 0.09222 0.07811 -0.0251 0.9993 1.0007 1.500 0.0540 0.09477 0.07985 -0.0259 0.9993 1.0007 1.750 0.0640 0.09727 0.08158 -0.0266 0.9993 1.0007 2.000 0.0743 0.09974 0.08332 -0.0273 0.9993 1.0007 2.250 0.0850 0.10219 0.08507 -0.0280 0.9993 1.0007 2.500 0.0959 0.10463 0.08684 -0.0287 0.9993 1.0007 2.750 0.1071 0.10705 0.08862 -0.0295 0.9993 1.0007 3.000 0.1186 0.10948 0.09042 -0.0302 0.9993 1.0007 3.250 0.1302 0.11190 0.09225 -0.0309 0.9993 1.0007 3.500 0.1419 0.11432 0.09409 -0.0317 0.9993 1.0007 3.750 0.1539 0.11675 0.09596 -0.0324 0.9993 1.0007 4.000 0.1659 0.11917 0.09785 -0.0332 0.9993 1.0007 4.250 0.1781 0.12161 0.09976 -0.0340 0.9993 1.0007 4.500 0.1903 0.12405 0.10169 -0.0348 0.9993 1.0007 4.750 0.2027 0.12649 0.10364 -0.0356 0.9993 1.0007 5.000 0.2151 0.12894 0.10562 -0.0365 0.9993 1.0007