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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.2114 0.06791 0.05650 -0.0468 0.8837 0.2056 -2.750 0.2465 0.06825 0.05682 -0.0485 0.8714 0.2075 -2.500 0.2867 0.06816 0.05666 -0.0509 0.8563 0.2163 -2.000 0.3696 0.06822 0.05664 -0.0551 0.8232 0.3090 -1.750 0.4130 0.06842 0.05692 -0.0569 0.8036 0.3293 -1.500 0.4781 0.06796 0.05694 -0.0613 0.7835 0.3704 -1.250 0.5050 0.06805 0.05773 -0.0597 0.7600 0.4207 -1.000 0.5311 0.06771 0.05790 -0.0572 0.7348 0.4745 -0.750 0.5629 0.06642 0.05706 -0.0543 0.7092 0.5247 -0.250 0.7356 0.05676 0.04709 -0.0656 0.6698 0.5484 0.000 0.7861 0.05430 0.04445 -0.0673 0.6426 0.5472 0.250 0.8325 0.05226 0.04224 -0.0686 0.6154 0.5465 0.500 0.8717 0.05098 0.04077 -0.0692 0.5890 0.5462 0.750 0.9041 0.05041 0.04004 -0.0693 0.5645 0.5462 1.000 0.9361 0.04997 0.03945 -0.0695 0.5427 0.5466 1.250 0.9749 0.04906 0.03834 -0.0705 0.5233 0.5474 1.500 1.0100 0.04850 0.03758 -0.0712 0.5049 0.5485 1.750 1.0227 0.04960 0.03868 -0.0692 0.4871 0.5493 2.000 1.0487 0.04985 0.03880 -0.0688 0.4714 0.5507 2.250 1.0880 0.04922 0.03791 -0.0701 0.4566 0.5530 2.500 1.1007 0.05057 0.03932 -0.0683 0.4429 0.5548 2.750 1.1275 0.05111 0.03980 -0.0682 0.4303 0.5577 3.000 1.1695 0.05079 0.03916 -0.0702 0.4180 0.5624 3.250 1.1834 0.05254 0.04102 -0.0687 0.4080 0.5656 3.500 1.2226 0.05294 0.04130 -0.0707 0.3990 0.5717 3.750 1.2457 0.05444 0.04290 -0.0706 0.3911 0.5778 4.000 1.2864 0.05533 0.04374 -0.0731 0.3834 0.5874 4.250 1.2998 0.05774 0.04637 -0.0719 0.3772 0.5947 4.500 1.3512 0.05866 0.04719 -0.0760 0.3701 0.6106 4.750 1.3456 0.06216 0.05117 -0.0724 0.3670 0.6192 5.000 1.3254 0.06656 0.05605 -0.0672 0.3649 0.6256