XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 35 A 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 0.6941 0.01469 0.00623 -0.1291 0.5423 0.1304 0.500 0.7487 0.01431 0.00624 -0.1289 0.5335 0.2211 1.000 0.8027 0.01382 0.00652 -0.1290 0.5244 0.5051 2.000 0.9125 0.01323 0.00700 -0.1275 0.5072 1.0000 2.500 0.9677 0.01377 0.00726 -0.1273 0.4963 1.0000 3.000 1.0167 0.01397 0.00746 -0.1259 0.4875 1.0000 3.500 1.0678 0.01427 0.00763 -0.1250 0.4772 1.0000 4.000 1.1182 0.01470 0.00796 -0.1240 0.4663 1.0000 4.500 1.1651 0.01497 0.00817 -0.1224 0.4542 1.0000 5.000 1.2113 0.01538 0.00848 -0.1207 0.4416 1.0000 5.500 1.2541 0.01575 0.00876 -0.1184 0.4283 1.0000 6.000 1.2960 0.01627 0.00927 -0.1161 0.4162 1.0000 6.500 1.3332 0.01687 0.00973 -0.1130 0.4045 1.0000 7.000 1.3688 0.01753 0.01042 -0.1099 0.3925 1.0000 7.500 1.4044 0.01840 0.01117 -0.1069 0.3812 1.0000 8.000 1.4397 0.01929 0.01211 -0.1042 0.3711 1.0000 8.500 1.4768 0.02035 0.01304 -0.1019 0.3619 1.0000 9.000 1.5097 0.02146 0.01428 -0.0992 0.3537 1.0000 9.500 1.5427 0.02271 0.01548 -0.0967 0.3453 1.0000 10.000 1.5747 0.02409 0.01691 -0.0942 0.3373 1.0000 10.500 1.6014 0.02568 0.01858 -0.0914 0.3288 1.0000 11.000 1.6329 0.02726 0.02009 -0.0892 0.3202 1.0000 11.500 1.6525 0.02939 0.02241 -0.0862 0.3127 1.0000 12.000 1.6746 0.03153 0.02456 -0.0836 0.3041 1.0000 12.500 1.6925 0.03407 0.02722 -0.0810 0.2956 1.0000 13.000 1.7041 0.03716 0.03041 -0.0784 0.2859 1.0000 13.500 1.7135 0.04066 0.03400 -0.0760 0.2756 1.0000 14.000 1.7168 0.04492 0.03831 -0.0738 0.2640 1.0000 14.500 1.7154 0.05006 0.04360 -0.0721 0.2517 1.0000 15.000 1.7135 0.05538 0.04896 -0.0706 0.2402 1.0000 15.500 1.7102 0.06112 0.05474 -0.0696 0.2292 1.0000 16.000 1.7077 0.06695 0.06070 -0.0688 0.2195 1.0000 16.500 1.7092 0.07217 0.06587 -0.0680 0.2113 1.0000 17.000 1.7077 0.07815 0.07205 -0.0678 0.2046 1.0000 17.500 1.7111 0.08327 0.07717 -0.0675 0.1978 1.0000 18.000 1.7122 0.08886 0.08290 -0.0675 0.1923 1.0000 18.500 1.7130 0.09458 0.08875 -0.0678 0.1869 1.0000 19.000 1.7293 0.09789 0.09200 -0.0676 0.1819 1.0000 19.500 1.7249 0.10436 0.09872 -0.0684 0.1780 1.0000 20.000 1.7205 0.11091 0.10545 -0.0696 0.1736 1.0000 20.500 1.7339 0.11474 0.10929 -0.0702 0.1691 1.0000 21.000 1.7329 0.12069 0.11541 -0.0716 0.1650 1.0000 21.500 1.7188 0.12884 0.12381 -0.0743 0.1607 1.0000 22.000 1.7242 0.13400 0.12905 -0.0761 0.1563 1.0000 22.500 1.7219 0.14029 0.13546 -0.0787 0.1513 1.0000 23.000 1.6969 0.15056 0.14601 -0.0835 0.1459 1.0000 23.500 1.7224 0.15239 0.14774 -0.0846 0.1402 1.0000 24.000 1.6710 0.16740 0.16319 -0.0927 0.1344 1.0000 24.500 1.6835 0.17161 0.16737 -0.0956 0.1274 1.0000 25.000 1.6446 0.18509 0.18114 -0.1039 0.1181 1.0000 25.500 1.6093 0.19832 0.19454 -0.1127 0.1042 1.0000 26.000 1.5710 0.21240 0.20851 -0.1225 0.0805 1.0000 26.500 1.5502 0.22303 0.21888 -0.1305 0.0660 1.0000 27.000 1.5514 0.22923 0.22499 -0.1357 0.0603 1.0000 27.500 1.5624 0.23331 0.22901 -0.1397 0.0567 1.0000 28.000 1.5739 0.23720 0.23290 -0.1436 0.0539 1.0000 28.500 1.5927 0.23932 0.23494 -0.1464 0.0516 1.0000 29.000 1.6019 0.24361 0.23936 -0.1508 0.0500 1.0000 29.500 1.6144 0.24702 0.24281 -0.1547 0.0484 1.0000 30.000 1.6374 0.24770 0.24341 -0.1568 0.0467 1.0000 30.500 1.6401 0.25314 0.24905 -0.1623 0.0456 1.0000 31.000 1.6383 0.25958 0.25570 -0.1688 0.0444 1.0000 31.500 1.6397 0.26517 0.26144 -0.1748 0.0432 1.0000 32.000 1.6515 0.26808 0.26439 -0.1790 0.0421 1.0000 32.500 1.6691 0.26919 0.26551 -0.1819 0.0411 1.0000