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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0038 0.08432 0.06809 0.0182 0.9976 1.0024 -2.750 0.0040 0.08468 0.06849 0.0200 0.9976 1.0024 -2.500 0.0124 0.08510 0.06895 0.0217 0.9976 1.0024 -2.250 0.0213 0.08560 0.06949 0.0232 0.9976 1.0024 -2.000 0.0308 0.08619 0.07011 0.0244 0.9976 1.0024 -1.750 0.0408 0.08685 0.07081 0.0254 0.9976 1.0024 -1.500 0.0514 0.08761 0.07159 0.0262 0.9976 1.0024 -1.250 0.0624 0.08848 0.07248 0.0266 0.9976 1.0024 -1.000 0.0740 0.08946 0.07347 0.0267 0.9976 1.0024 -0.750 0.0862 0.09060 0.07459 0.0263 0.9976 1.0024 -0.500 0.0991 0.09193 0.07589 0.0254 0.9976 1.0024 -0.250 0.1125 0.09350 0.07741 0.0239 0.9976 1.0024 0.000 0.1262 0.09536 0.07920 0.0219 0.9976 1.0024 0.250 0.1395 0.09755 0.08130 0.0194 0.9976 1.0024 0.500 0.1522 0.10008 0.08373 0.0165 0.9976 1.0024 0.750 0.1642 0.10290 0.08641 0.0134 0.9976 1.0024 1.000 0.1760 0.10590 0.08925 0.0101 0.9976 1.0024 1.250 0.1883 0.10896 0.09211 0.0068 0.9976 1.0024 1.500 0.2011 0.11204 0.09496 0.0035 0.9976 1.0024 1.750 0.2145 0.11511 0.09778 0.0003 0.9976 1.0024 2.000 0.2283 0.11816 0.10057 -0.0029 0.9976 1.0024 2.250 0.2423 0.12118 0.10332 -0.0059 0.9976 1.0024 2.500 0.2564 0.12418 0.10605 -0.0088 0.9976 1.0024 2.750 0.2704 0.12717 0.10877 -0.0116 0.9976 1.0024 3.000 0.2843 0.13014 0.11148 -0.0142 0.9976 1.0024 3.250 0.2981 0.13310 0.11419 -0.0168 0.9976 1.0024 3.500 0.3117 0.13606 0.11690 -0.0192 0.9976 1.0024 3.750 0.3252 0.13900 0.11961 -0.0216 0.9976 1.0024 4.000 0.3386 0.14195 0.12232 -0.0239 0.9976 1.0024 4.250 0.3518 0.14489 0.12505 -0.0261 0.9976 1.0024 4.500 0.3649 0.14783 0.12779 -0.0283 0.9976 1.0024 4.750 0.3779 0.15078 0.13054 -0.0305 0.9976 1.0024 5.000 0.3909 0.15374 0.13332 -0.0326 0.9976 1.0024