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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0020 0.09092 0.06824 0.0144 0.9976 1.0024 -2.750 0.0093 0.09146 0.06871 0.0153 0.9976 1.0024 -2.500 0.0213 0.09208 0.06926 0.0160 0.9976 1.0024 -2.250 0.0339 0.09279 0.06988 0.0165 0.9976 1.0024 -2.000 0.0470 0.09357 0.07056 0.0167 0.9976 1.0024 -1.750 0.0607 0.09445 0.07132 0.0167 0.9976 1.0024 -1.500 0.0750 0.09543 0.07213 0.0165 0.9976 1.0024 -1.250 0.0898 0.09653 0.07305 0.0159 0.9976 1.0024 -1.000 0.1051 0.09774 0.07406 0.0152 0.9976 1.0024 -0.750 0.1206 0.09908 0.07519 0.0141 0.9976 1.0024 -0.500 0.1362 0.10056 0.07645 0.0129 0.9976 1.0024 -0.250 0.1517 0.10219 0.07787 0.0116 0.9976 1.0024 0.000 0.1668 0.10398 0.07944 0.0101 0.9976 1.0024 0.250 0.1813 0.10592 0.08118 0.0085 0.9976 1.0024 0.500 0.1950 0.10802 0.08310 0.0069 0.9976 1.0024 0.750 0.2079 0.11030 0.08519 0.0052 0.9976 1.0024 1.000 0.2198 0.11272 0.08745 0.0034 0.9976 1.0024 1.250 0.2309 0.11529 0.08983 0.0016 0.9976 1.0024 1.500 0.2415 0.11795 0.09232 -0.0003 0.9976 1.0024 1.750 0.2518 0.12067 0.09485 -0.0022 0.9976 1.0024 2.000 0.2620 0.12343 0.09740 -0.0042 0.9976 1.0024 2.250 0.2725 0.12619 0.09995 -0.0061 0.9976 1.0024 2.500 0.2832 0.12895 0.10250 -0.0080 0.9976 1.0024 2.750 0.2941 0.13170 0.10505 -0.0099 0.9976 1.0024 3.000 0.3052 0.13445 0.10759 -0.0119 0.9976 1.0024 3.250 0.3165 0.13719 0.11013 -0.0138 0.9976 1.0024 3.500 0.3280 0.13992 0.11267 -0.0157 0.9976 1.0024 3.750 0.3396 0.14265 0.11520 -0.0176 0.9976 1.0024 4.000 0.3514 0.14539 0.11776 -0.0195 0.9976 1.0024 4.250 0.3632 0.14812 0.12033 -0.0214 0.9976 1.0024 4.500 0.3751 0.15087 0.12291 -0.0234 0.9976 1.0024 4.750 0.3870 0.15362 0.12550 -0.0253 0.9976 1.0024 5.000 0.3990 0.15639 0.12813 -0.0272 0.9976 1.0024