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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0292 0.07025 0.05740 -0.0168 0.9976 0.2394 -2.750 0.0500 0.07134 0.05858 -0.0169 0.9976 0.2406 -2.250 0.0881 0.07385 0.06130 -0.0167 0.9976 0.3073 -2.000 0.1062 0.07527 0.06265 -0.0165 0.9976 0.3152 -1.500 0.2716 0.08023 0.06777 -0.0390 0.9115 0.3599 -1.250 0.3307 0.08136 0.06946 -0.0447 0.8686 0.3899 -1.000 0.3787 0.08224 0.07086 -0.0476 0.8223 0.4301 -0.750 0.4268 0.08277 0.07211 -0.0488 0.7784 0.4937 -0.500 0.4540 0.08315 0.07298 -0.0468 0.7371 0.5452 -0.250 0.4778 0.08384 0.07400 -0.0442 0.7057 0.5947 0.000 0.4962 0.08513 0.07535 -0.0432 0.6789 0.6118 0.250 0.5217 0.08666 0.07671 -0.0446 0.6560 0.6109 0.500 0.5769 0.08570 0.07549 -0.0480 0.6352 0.6098 0.750 0.6073 0.08603 0.07569 -0.0488 0.6136 0.6096 1.000 0.5972 0.09010 0.07973 -0.0472 0.5951 0.6093 1.250 0.6703 0.08711 0.07655 -0.0508 0.5813 0.6111 1.500 0.6263 0.09470 0.08422 -0.0478 0.5661 0.6102 1.750 0.6794 0.09340 0.08280 -0.0498 0.5525 0.6126 2.000 0.6455 0.10046 0.08992 -0.0482 0.5408 0.6120 2.250 0.7084 0.09812 0.08748 -0.0501 0.5274 0.6161 2.500 0.6613 0.10693 0.09638 -0.0487 0.5190 0.6148 2.750 0.6751 0.10977 0.09921 -0.0493 0.5089 0.6168 3.000 0.6905 0.11263 0.10204 -0.0500 0.4999 0.6193 3.250 0.6683 0.11922 0.10868 -0.0502 0.4955 0.6194 3.500 0.6599 0.12469 0.11418 -0.0511 0.4930 0.6205 3.750 0.6548 0.12992 0.11943 -0.0523 0.4923 0.6218 4.000 0.6512 0.13499 0.12452 -0.0536 0.4931 0.6234 4.250 0.6506 0.13998 0.12952 -0.0552 0.4958 0.6253 4.500 0.6622 0.14493 0.13448 -0.0575 0.5006 0.6284