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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3224 0.08802 0.08109 0.0418 0.9993 0.6181 -2.750 -0.3150 0.08463 0.07795 0.0399 0.9993 0.6141 -2.500 -0.2971 0.08115 0.07480 0.0373 0.9993 0.6137 -2.250 -0.2731 0.07776 0.07182 0.0346 0.9993 0.6166 -2.000 -0.2469 0.07470 0.06921 0.0317 0.9993 0.6224 -1.750 -0.2217 0.07223 0.06719 0.0285 0.9993 0.6305 -1.500 -0.2015 0.07078 0.06613 0.0250 0.9993 0.6395 -1.250 -0.1956 0.07118 0.06696 0.0229 0.9993 0.6461 -1.000 -0.2036 0.07364 0.06948 0.0209 0.9993 0.6476 -0.750 -0.1334 0.07472 0.07057 0.0049 0.9372 0.6830 -0.500 -0.0382 0.07366 0.06998 -0.0093 0.8636 0.7684 -0.250 0.1007 0.07406 0.07045 -0.0386 0.8015 1.0007 0.000 0.1621 0.07623 0.07060 -0.0536 0.7799 1.0007 0.250 0.2268 0.07967 0.07130 -0.0631 0.7610 1.0007 0.500 0.2372 0.08276 0.07328 -0.0631 0.7539 1.0007 0.750 0.2525 0.08583 0.07531 -0.0636 0.7474 1.0007 1.000 0.2714 0.08896 0.07750 -0.0645 0.7418 1.0007 1.250 0.2854 0.09218 0.07994 -0.0651 0.7390 1.0007 1.500 0.2921 0.09541 0.08259 -0.0650 0.7389 1.0007 1.750 0.2951 0.09862 0.08532 -0.0646 0.7407 1.0007 2.000 0.2924 0.10167 0.08796 -0.0636 0.7451 1.0007 2.250 0.2933 0.10476 0.09061 -0.0631 0.7502 1.0007 2.500 0.2990 0.10801 0.09338 -0.0632 0.7559 1.0007 2.750 0.3110 0.11162 0.09647 -0.0642 0.7618 1.0007 3.000 0.2994 0.11391 0.09853 -0.0623 0.7737 1.0007 3.250 0.3076 0.11738 0.10155 -0.0629 0.7841 1.0007 3.500 0.2992 0.11952 0.10344 -0.0614 0.7994 1.0007 3.750 0.3080 0.12315 0.10667 -0.0622 0.8138 1.0007 4.000 0.2995 0.12507 0.10831 -0.0606 0.8344 1.0007 4.250 0.2917 0.12694 0.10992 -0.0589 0.8588 1.0007 4.500 0.2847 0.12895 0.11166 -0.0572 0.8881 1.0007 4.750 0.2618 0.12887 0.11144 -0.0523 0.9305 1.0007 5.000 0.2058 0.12492 0.10750 -0.0394 0.9993 1.0007