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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0731 0.07080 0.05872 -0.0255 0.9759 0.2204 -2.750 0.1245 0.07158 0.05952 -0.0307 0.9532 0.2197 -2.500 0.1940 0.07244 0.06035 -0.0389 0.9277 0.2275 -2.250 0.2391 0.07303 0.06115 -0.0426 0.9075 0.2996 -2.000 0.2845 0.07369 0.06153 -0.0457 0.8852 0.3131 -1.750 0.3286 0.07442 0.06248 -0.0485 0.8606 0.3336 -1.500 0.3729 0.07487 0.06313 -0.0509 0.8309 0.3551 -1.250 0.4185 0.07518 0.06385 -0.0530 0.7997 0.3867 -1.000 0.4595 0.07527 0.06470 -0.0534 0.7677 0.4441 -0.750 0.4978 0.07457 0.06464 -0.0518 0.7357 0.5095 -0.500 0.5377 0.07341 0.06382 -0.0500 0.7044 0.5660 -0.250 0.5848 0.07151 0.06191 -0.0510 0.6743 0.5762 0.000 0.6311 0.07012 0.06030 -0.0528 0.6460 0.5744 0.500 0.7858 0.06207 0.05172 -0.0624 0.6087 0.5730 0.750 0.8087 0.06227 0.05182 -0.0615 0.5854 0.5729 1.000 0.7930 0.06576 0.05531 -0.0568 0.5634 0.5726 1.250 0.8436 0.06415 0.05356 -0.0592 0.5484 0.5735 1.500 0.8985 0.06189 0.05117 -0.0617 0.5324 0.5754 1.750 0.8530 0.06824 0.05762 -0.0546 0.5161 0.5745 2.000 0.9930 0.05894 0.04800 -0.0653 0.5030 0.5820 2.250 0.8806 0.07146 0.06086 -0.0525 0.4893 0.5774 2.500 0.9942 0.06381 0.05298 -0.0596 0.4763 0.5858 2.750 0.8777 0.07873 0.06818 -0.0495 0.4653 0.5800 3.000 0.9985 0.06888 0.05811 -0.0547 0.4546 0.5907 3.250 0.8030 0.09783 0.08739 -0.0484 0.4465 0.5784 3.500 1.0150 0.07381 0.06307 -0.0520 0.4359 0.5974 3.750 0.8002 0.10759 0.09721 -0.0491 0.4335 0.5814 4.000 0.7645 0.11741 0.10708 -0.0503 0.4318 0.5805 4.250 0.7494 0.12475 0.11446 -0.0518 0.4327 0.5810 4.500 0.7444 0.13090 0.12065 -0.0535 0.4345 0.5824 4.750 0.7477 0.13623 0.12601 -0.0552 0.4361 0.5845