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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0313 0.07328 0.05915 -0.0156 0.9976 0.3812 -2.750 0.0500 0.07455 0.06046 -0.0153 0.9976 0.3839 -2.500 0.0682 0.07584 0.06182 -0.0150 0.9976 0.3860 -2.250 0.0856 0.07720 0.06331 -0.0146 0.9976 0.3919 -2.000 0.1024 0.07867 0.06488 -0.0143 0.9976 0.4005 -1.750 0.1187 0.08026 0.06649 -0.0142 0.9976 0.4066 -1.500 0.1335 0.08191 0.06842 -0.0140 0.9976 0.4140 -1.250 0.1458 0.08384 0.07065 -0.0137 0.9976 0.4272 -1.000 0.1556 0.08632 0.07324 -0.0141 0.9976 0.4371 -0.750 0.1580 0.08955 0.07691 -0.0148 0.9976 0.4440 -0.500 0.2685 0.09616 0.08440 -0.0332 0.9082 0.5126 -0.250 0.3017 0.09901 0.08773 -0.0356 0.8605 0.5569 0.000 0.3179 0.10143 0.09047 -0.0349 0.8294 0.5938 0.250 0.3347 0.10387 0.09325 -0.0335 0.8078 0.6389 0.500 0.3312 0.10636 0.09597 -0.0308 0.7978 0.6648 0.750 0.3549 0.10885 0.09877 -0.0293 0.7846 0.7100 1.000 0.3503 0.11174 0.10170 -0.0288 0.7815 0.7129 1.250 0.3524 0.11434 0.10425 -0.0292 0.7735 0.7128 1.750 0.4200 0.11932 0.10890 -0.0364 0.7227 0.7143 2.000 0.4209 0.12204 0.11161 -0.0367 0.7150 0.7152 2.250 0.3709 0.12920 0.11903 -0.0366 0.8087 0.7146 2.500 0.3312 0.13292 0.12292 -0.0336 0.8910 0.7145 2.750 0.3427 0.13546 0.12540 -0.0354 0.8834 0.7158 3.000 0.3773 0.14071 0.13057 -0.0412 0.8662 0.7187 3.250 0.3794 0.14170 0.13153 -0.0412 0.8578 0.7206 3.500 0.4180 0.14796 0.13773 -0.0476 0.8408 0.7256 3.750 0.4188 0.14891 0.13866 -0.0474 0.8351 0.7285 4.000 0.4379 0.15176 0.14150 -0.0501 0.8194 0.7337 4.250 0.4627 0.15712 0.14693 -0.0538 0.8113 0.7411 4.500 0.4631 0.15696 0.14686 -0.0530 0.7994 0.7471 4.750 0.4887 0.16172 0.15172 -0.0566 0.7891 0.7601 5.000 0.5079 0.16654 0.15672 -0.0591 0.7834 0.7773