XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 35 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.6933 0.01474 0.00626 -0.1288 0.5423 0.1239 0.500 0.7479 0.01435 0.00624 -0.1286 0.5335 0.2050 2.000 0.9117 0.01323 0.00700 -0.1273 0.5072 1.0000 2.500 0.9668 0.01377 0.00726 -0.1271 0.4963 1.0000 3.000 1.0158 0.01397 0.00746 -0.1257 0.4875 1.0000 3.500 1.0668 0.01427 0.00763 -0.1248 0.4773 1.0000 4.000 1.1172 0.01470 0.00796 -0.1238 0.4663 1.0000 4.500 1.1641 0.01496 0.00816 -0.1221 0.4542 1.0000 5.000 1.2102 0.01538 0.00848 -0.1205 0.4416 1.0000 5.500 1.2530 0.01575 0.00876 -0.1182 0.4283 1.0000 6.000 1.2948 0.01627 0.00926 -0.1159 0.4162 1.0000 6.500 1.3320 0.01687 0.00972 -0.1128 0.4045 1.0000 7.000 1.3676 0.01753 0.01042 -0.1096 0.3925 1.0000 7.500 1.4033 0.01839 0.01116 -0.1067 0.3813 1.0000 8.000 1.4386 0.01928 0.01210 -0.1039 0.3712 1.0000 8.500 1.4756 0.02034 0.01304 -0.1016 0.3619 1.0000 9.000 1.5086 0.02145 0.01427 -0.0989 0.3538 1.0000 9.500 1.5417 0.02271 0.01548 -0.0964 0.3453 1.0000 10.000 1.5736 0.02408 0.01691 -0.0940 0.3373 1.0000 10.500 1.6004 0.02568 0.01858 -0.0912 0.3289 1.0000 11.000 1.6318 0.02726 0.02009 -0.0890 0.3203 1.0000 11.500 1.6515 0.02938 0.02241 -0.0860 0.3128 1.0000 12.000 1.6738 0.03151 0.02454 -0.0834 0.3042 1.0000 12.500 1.6915 0.03406 0.02722 -0.0808 0.2956 1.0000 13.000 1.7031 0.03715 0.03040 -0.0782 0.2859 1.0000 13.500 1.7124 0.04066 0.03400 -0.0758 0.2756 1.0000 14.000 1.7159 0.04491 0.03829 -0.0736 0.2640 1.0000 14.500 1.7146 0.05003 0.04358 -0.0719 0.2518 1.0000 15.000 1.7126 0.05537 0.04895 -0.0704 0.2402 1.0000 15.500 1.7094 0.06110 0.05472 -0.0694 0.2292 1.0000 16.000 1.7068 0.06694 0.06069 -0.0686 0.2195 1.0000 16.500 1.7085 0.07213 0.06582 -0.0678 0.2113 1.0000 17.000 1.7069 0.07812 0.07203 -0.0676 0.2046 1.0000 17.500 1.7105 0.08323 0.07712 -0.0673 0.1978 1.0000 18.000 1.7114 0.08885 0.08289 -0.0673 0.1923 1.0000 18.500 1.7123 0.09455 0.08872 -0.0676 0.1870 1.0000 19.000 1.7289 0.09781 0.09191 -0.0674 0.1818 1.0000 19.500 1.7240 0.10437 0.09873 -0.0683 0.1780 1.0000 20.000 1.7198 0.11089 0.10543 -0.0695 0.1736 1.0000 20.500 1.7334 0.11468 0.10923 -0.0700 0.1691 1.0000 21.000 1.7318 0.12071 0.11543 -0.0715 0.1650 1.0000 21.500 1.7178 0.12885 0.12382 -0.0741 0.1607 1.0000 22.000 1.7236 0.13395 0.12899 -0.0759 0.1562 1.0000 22.500 1.7208 0.14032 0.13550 -0.0785 0.1513 1.0000 23.000 1.6961 0.15054 0.14599 -0.0833 0.1460 1.0000 23.500 1.7220 0.15230 0.14764 -0.0844 0.1401 1.0000 24.000 1.6700 0.16742 0.16321 -0.0925 0.1343 1.0000 24.500 1.6817 0.17178 0.16754 -0.0955 0.1274 1.0000 25.000 1.6441 0.18506 0.18109 -0.1037 0.1181 1.0000 25.500 1.6077 0.19846 0.19468 -0.1126 0.1041 1.0000 26.000 1.5698 0.21247 0.20857 -0.1223 0.0803 1.0000 26.500 1.5492 0.22305 0.21890 -0.1303 0.0660 1.0000 27.000 1.5503 0.22930 0.22505 -0.1356 0.0602 1.0000 27.500 1.5614 0.23337 0.22907 -0.1395 0.0567 1.0000 28.000 1.5730 0.23725 0.23294 -0.1434 0.0539 1.0000 28.500 1.5915 0.23944 0.23506 -0.1462 0.0516 1.0000 29.000 1.6006 0.24376 0.23950 -0.1506 0.0499 1.0000 29.500 1.6130 0.24717 0.24295 -0.1546 0.0482 1.0000 30.000 1.6379 0.24737 0.24305 -0.1563 0.0465 1.0000 30.500 1.6375 0.25360 0.24951 -0.1624 0.0455 1.0000 31.000 1.6366 0.25986 0.25598 -0.1688 0.0443 1.0000 31.500 1.6391 0.26517 0.26142 -0.1745 0.0431 1.0000 32.000 1.6521 0.26779 0.26407 -0.1785 0.0420 1.0000 32.500 1.6681 0.26929 0.26560 -0.1817 0.0410 1.0000