XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: tilt                                            
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.012 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
   0.000   0.2400   0.04829   0.03125  -0.0307  0.9998  1.0002
   0.250   0.2602   0.04923   0.03209  -0.0305  0.9998  1.0002
   0.500   0.2791   0.05034   0.03320  -0.0303  0.9998  1.0002
   0.750   0.2952   0.05182   0.03479  -0.0305  0.9998  1.0002
   1.000   0.3031   0.05433   0.03755  -0.0313  0.9998  1.0002
   1.250   0.2860   0.05999   0.04362  -0.0340  0.9998  1.0002
   1.500   0.2758   0.06507   0.04875  -0.0367  0.9998  1.0002
   1.750   0.2761   0.06896   0.05256  -0.0386  0.9998  1.0002
   2.000   0.3264   0.07416   0.05745  -0.0498  0.9635  1.0002
   2.250   0.3853   0.07871   0.06167  -0.0603  0.9129  1.0002
   2.500   0.4272   0.08247   0.06516  -0.0666  0.8795  1.0002
   2.750   0.4401   0.08549   0.06803  -0.0680  0.8659  1.0002
   3.000   0.4558   0.08885   0.07119  -0.0700  0.8573  1.0002
   3.250   0.4617   0.09189   0.07411  -0.0704  0.8540  1.0002
   3.500   0.4685   0.09505   0.07714  -0.0710  0.8535  1.0002
   3.750   0.4755   0.09832   0.08029  -0.0718  0.8559  1.0002
   4.000   0.4861   0.10192   0.08376  -0.0732  0.8602  1.0002
   4.250   0.4765   0.10421   0.08600  -0.0714  0.8724  1.0002
   4.500   0.4858   0.10772   0.08939  -0.0725  0.8789  1.0002
   4.750   0.4793   0.11008   0.09168  -0.0711  0.8950  1.0002
   5.000   0.4755   0.11275   0.09428  -0.0700  0.9156  1.0002