XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA-35B 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 0.6234 0.00944 0.00354 -0.0884 0.5924 1.0000 0.500 0.6783 0.00970 0.00371 -0.0880 0.5776 1.0000 1.000 0.7332 0.01008 0.00391 -0.0876 0.5628 1.0000 1.500 0.7872 0.01024 0.00404 -0.0869 0.5445 1.0000 2.000 0.8405 0.01045 0.00417 -0.0861 0.5218 1.0000 2.500 0.8940 0.01072 0.00438 -0.0855 0.5011 1.0000 3.000 0.9472 0.01102 0.00464 -0.0848 0.4802 1.0000 3.500 0.9992 0.01134 0.00489 -0.0839 0.4532 1.0000 4.000 1.0467 0.01181 0.00509 -0.0822 0.4002 1.0000 4.500 1.0940 0.01251 0.00558 -0.0807 0.3549 1.0000 5.000 1.1367 0.01358 0.00628 -0.0787 0.2959 1.0000 5.500 1.1819 0.01448 0.00702 -0.0771 0.2548 1.0000 6.000 1.2227 0.01569 0.00795 -0.0749 0.2015 1.0000 6.500 1.2560 0.01741 0.00927 -0.0718 0.1446 1.0000 7.000 1.2931 0.01870 0.01045 -0.0692 0.1168 1.0000 7.500 1.3140 0.02083 0.01221 -0.0644 0.0578 1.0000 8.000 1.3310 0.02303 0.01431 -0.0593 0.0371 1.0000 8.500 1.3566 0.02478 0.01612 -0.0557 0.0310 1.0000 9.000 1.3818 0.02667 0.01812 -0.0526 0.0272 1.0000 9.500 1.4040 0.02893 0.02046 -0.0496 0.0225 1.0000 10.000 1.4251 0.03145 0.02310 -0.0471 0.0181 1.0000 10.500 1.4305 0.03559 0.02726 -0.0444 0.0049 1.0000 11.000 1.4376 0.03998 0.03185 -0.0426 0.0042 1.0000 11.500 1.4427 0.04491 0.03701 -0.0415 0.0039 1.0000 12.000 1.4444 0.05053 0.04286 -0.0411 0.0038 1.0000 12.500 1.4421 0.05686 0.04944 -0.0411 0.0037 1.0000 13.000 1.4365 0.06387 0.05669 -0.0416 0.0036 1.0000 13.500 1.4285 0.07150 0.06458 -0.0427 0.0036 1.0000 14.000 1.4178 0.07974 0.07307 -0.0442 0.0036 1.0000 14.500 1.4050 0.08867 0.08226 -0.0463 0.0036 1.0000 15.000 1.3906 0.09810 0.09195 -0.0490 0.0036 1.0000 15.500 1.3751 0.10808 0.10218 -0.0522 0.0036 1.0000 16.000 1.3595 0.11830 0.11265 -0.0560 0.0036 1.0000 16.500 1.3435 0.12892 0.12352 -0.0604 0.0036 1.0000 17.000 1.3282 0.13967 0.13451 -0.0653 0.0036 1.0000 17.500 1.3132 0.15073 0.14581 -0.0710 0.0036 1.0000 18.000 1.2989 0.16210 0.15741 -0.0773 0.0036 1.0000 18.500 1.2848 0.17385 0.16939 -0.0843 0.0036 1.0000 19.000 1.2714 0.18590 0.18166 -0.0919 0.0036 1.0000 19.500 1.2597 0.19811 0.19408 -0.0999 0.0037 1.0000 20.000 1.2496 0.21046 0.20662 -0.1082 0.0037 1.0000 20.500 1.2410 0.22298 0.21932 -0.1169 0.0038 1.0000 21.000 1.2349 0.23527 0.23177 -0.1255 0.0038 1.0000 21.500 1.2348 0.24590 0.24252 -0.1330 0.0039 1.0000 22.000 1.2404 0.25463 0.25133 -0.1395 0.0040 1.0000 22.500 1.2490 0.26220 0.25899 -0.1454 0.0040 1.0000 23.000 1.2582 0.26949 0.26635 -0.1511 0.0041 1.0000 23.500 1.2665 0.27737 0.27435 -0.1573 0.0042 1.0000 24.000 1.2703 0.28784 0.28497 -0.1650 0.0044 1.0000