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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0282 0.07544 0.06087 -0.0136 0.9976 0.4502 -2.750 0.0460 0.07674 0.06222 -0.0131 0.9976 0.4564 -2.500 0.0636 0.07814 0.06364 -0.0127 0.9976 0.4657 -2.250 0.0803 0.07951 0.06518 -0.0121 0.9976 0.4725 -2.000 0.0958 0.08090 0.06678 -0.0113 0.9976 0.4803 -1.750 0.1109 0.08243 0.06847 -0.0107 0.9976 0.4911 -1.500 0.1260 0.08414 0.07030 -0.0105 0.9976 0.5021 -1.250 0.1379 0.08577 0.07229 -0.0095 0.9976 0.5125 -1.000 0.1486 0.08780 0.07457 -0.0090 0.9976 0.5271 -0.750 0.1557 0.09013 0.07730 -0.0084 0.9976 0.5428 -0.500 0.1583 0.09322 0.08070 -0.0085 0.9976 0.5546 -0.250 0.1588 0.09701 0.08463 -0.0097 0.9976 0.5649 0.000 0.1589 0.10029 0.08826 -0.0097 0.9976 0.5785 0.250 0.1622 0.10346 0.09160 -0.0099 0.9976 0.5956 0.500 0.1657 0.10623 0.09465 -0.0092 0.9976 0.6139 0.750 0.1710 0.10904 0.09765 -0.0089 0.9976 0.6375 1.000 0.1745 0.11152 0.10040 -0.0073 0.9976 0.6641 1.250 0.1773 0.11383 0.10302 -0.0051 0.9976 0.6955 1.500 0.1794 0.11604 0.10554 -0.0024 0.9976 0.7334 1.750 0.1793 0.11790 0.10781 0.0014 0.9976 0.7731 2.250 0.1976 0.12293 0.11302 0.0009 0.9976 0.8076 2.500 0.2127 0.12593 0.11598 -0.0018 0.9976 0.8111 2.750 0.2278 0.12897 0.11900 -0.0046 0.9976 0.8159 3.000 0.2429 0.13206 0.12209 -0.0075 0.9976 0.8226 3.250 0.2628 0.13535 0.12539 -0.0115 0.9935 0.8317 3.500 0.2953 0.14005 0.13019 -0.0180 0.9784 0.8482 3.750 0.3212 0.14354 0.13379 -0.0231 0.9632 0.8763 4.000 0.3396 0.14416 0.13444 -0.0271 0.9457 1.0024 4.250 0.3700 0.14842 0.13851 -0.0341 0.9295 1.0024 4.500 0.3894 0.15047 0.14038 -0.0384 0.9153 1.0024 4.750 0.4137 0.15438 0.14406 -0.0436 0.9038 1.0024 5.000 0.4529 0.16208 0.15146 -0.0517 0.8883 1.0024