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 = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0227 0.07834 0.06400 0.0081 0.9976 0.7076 -2.750 -0.0072 0.07951 0.06522 0.0095 0.9976 0.7116 -2.500 0.0068 0.08065 0.06646 0.0113 0.9976 0.7203 -2.250 0.0203 0.08185 0.06776 0.0131 0.9976 0.7333 -2.000 0.0321 0.08295 0.06907 0.0154 0.9976 0.7439 -1.750 0.0438 0.08412 0.07039 0.0176 0.9976 0.7559 -1.500 0.0538 0.08525 0.07174 0.0202 0.9976 0.7738 -1.250 0.0633 0.08640 0.07310 0.0228 0.9976 0.7896 -1.000 0.0713 0.08755 0.07452 0.0257 0.9976 0.8103 -0.750 0.0780 0.08872 0.07599 0.0287 0.9976 0.8361 -0.500 0.0841 0.08996 0.07755 0.0314 0.9976 0.8649 -0.250 0.0902 0.09139 0.07935 0.0336 0.9976 0.9026 0.000 0.0972 0.09318 0.08152 0.0336 0.9976 0.9501 0.250 0.0925 0.09405 0.08273 0.0335 0.9976 0.9988 0.500 0.0949 0.09632 0.08506 0.0317 0.9976 1.0024 0.750 0.1013 0.09894 0.08764 0.0293 0.9976 1.0024 1.000 0.1107 0.10163 0.09025 0.0264 0.9976 1.0024 1.250 0.1228 0.10438 0.09289 0.0231 0.9976 1.0024 1.500 0.1371 0.10723 0.09560 0.0193 0.9976 1.0024 1.750 0.1534 0.11020 0.09839 0.0152 0.9976 1.0024 2.000 0.1710 0.11327 0.10128 0.0108 0.9976 1.0024 2.250 0.1896 0.11644 0.10425 0.0062 0.9976 1.0024 2.500 0.2087 0.11970 0.10727 0.0016 0.9976 1.0024 2.750 0.2279 0.12300 0.11035 -0.0030 0.9976 1.0024 3.000 0.2470 0.12633 0.11345 -0.0075 0.9976 1.0024 3.250 0.2658 0.12968 0.11655 -0.0118 0.9976 1.0024 3.500 0.2840 0.13303 0.11964 -0.0159 0.9976 1.0024 3.750 0.3017 0.13636 0.12272 -0.0197 0.9976 1.0024 4.000 0.3187 0.13967 0.12578 -0.0233 0.9976 1.0024 4.250 0.3352 0.14295 0.12881 -0.0266 0.9976 1.0024 4.500 0.3511 0.14621 0.13182 -0.0298 0.9976 1.0024 4.750 0.3665 0.14944 0.13480 -0.0327 0.9976 1.0024 5.000 0.3815 0.15264 0.13778 -0.0355 0.9976 1.0024