XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: busher 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0316 0.07146 0.05807 -0.0165 0.9976 0.3287 -2.750 0.0506 0.07270 0.05931 -0.0162 0.9976 0.3360 -2.500 0.0693 0.07399 0.06056 -0.0160 0.9976 0.3402 -2.250 0.0875 0.07533 0.06196 -0.0157 0.9976 0.3433 -2.000 0.1050 0.07675 0.06348 -0.0155 0.9976 0.3469 -1.750 0.1212 0.07833 0.06515 -0.0154 0.9976 0.3556 -1.500 0.1360 0.08009 0.06708 -0.0154 0.9976 0.3636 -1.250 0.1477 0.08221 0.06946 -0.0156 0.9976 0.3721 -1.000 0.2809 0.08678 0.07472 -0.0367 0.9036 0.4251 -0.750 0.3500 0.08897 0.07768 -0.0435 0.8423 0.4845 -0.500 0.3845 0.09079 0.07983 -0.0444 0.7916 0.5338 -0.250 0.4120 0.09183 0.08147 -0.0423 0.7590 0.5899 0.000 0.4154 0.09395 0.08385 -0.0392 0.7337 0.6209 0.250 0.4189 0.09645 0.08649 -0.0371 0.7153 0.6446 0.500 0.4655 0.09772 0.08762 -0.0405 0.6962 0.6548 0.750 0.4546 0.10100 0.09090 -0.0389 0.6794 0.6543 1.000 0.4824 0.10265 0.09238 -0.0408 0.6583 0.6542 1.250 0.5328 0.10311 0.09263 -0.0443 0.6366 0.6551 1.500 0.5165 0.10725 0.09680 -0.0429 0.6253 0.6551 1.750 0.5631 0.10816 0.09755 -0.0460 0.6076 0.6570 2.000 0.5460 0.11263 0.10206 -0.0450 0.5987 0.6572 2.250 0.6062 0.11305 0.10232 -0.0489 0.5820 0.6609 2.500 0.5793 0.11850 0.10783 -0.0478 0.5770 0.6608 2.750 0.5715 0.12283 0.11218 -0.0480 0.5712 0.6617 3.000 0.5736 0.12687 0.11623 -0.0490 0.5668 0.6633 3.250 0.5805 0.13083 0.12018 -0.0505 0.5632 0.6653 3.500 0.5843 0.13503 0.12438 -0.0519 0.5622 0.6672 3.750 0.5743 0.14020 0.12958 -0.0533 0.5721 0.6684 4.000 0.5968 0.14575 0.13522 -0.0569 0.5807 0.6725 5.000 0.5512 0.16559 0.15542 -0.0650 0.7009 0.6797