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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.6945 0.01291 0.00496 -0.1285 0.5171 0.1038 1.000 0.8046 0.01229 0.00504 -0.1284 0.5020 0.3191 2.500 0.9659 0.01141 0.00569 -0.1264 0.4773 1.0000 3.000 1.0184 0.01176 0.00592 -0.1258 0.4681 1.0000 3.500 1.0693 0.01194 0.00606 -0.1248 0.4578 1.0000 4.000 1.1183 0.01233 0.00629 -0.1235 0.4461 1.0000 4.500 1.1664 0.01256 0.00649 -0.1221 0.4332 1.0000 5.000 1.2114 0.01297 0.00681 -0.1201 0.4194 1.0000 5.500 1.2514 0.01345 0.00718 -0.1174 0.4056 1.0000 6.000 1.2923 0.01398 0.00768 -0.1149 0.3921 1.0000 6.500 1.3302 0.01470 0.00831 -0.1121 0.3784 1.0000 7.000 1.3673 0.01554 0.00906 -0.1093 0.3656 1.0000 7.500 1.4064 0.01637 0.00989 -0.1071 0.3556 1.0000 8.000 1.4424 0.01738 0.01084 -0.1046 0.3462 1.0000 8.500 1.4793 0.01842 0.01189 -0.1023 0.3383 1.0000 9.000 1.5153 0.01951 0.01301 -0.1002 0.3305 1.0000 9.500 1.5455 0.02098 0.01441 -0.0974 0.3216 1.0000 10.000 1.5807 0.02221 0.01575 -0.0955 0.3156 1.0000 10.500 1.6110 0.02376 0.01734 -0.0932 0.3083 1.0000 11.000 1.6369 0.02565 0.01920 -0.0906 0.3002 1.0000 11.500 1.6662 0.02740 0.02111 -0.0887 0.2938 1.0000 12.000 1.6871 0.02977 0.02351 -0.0862 0.2852 1.0000 12.500 1.7069 0.03237 0.02620 -0.0840 0.2765 1.0000 13.000 1.7224 0.03547 0.02935 -0.0818 0.2661 1.0000 13.500 1.7351 0.03902 0.03300 -0.0799 0.2551 1.0000 14.000 1.7378 0.04360 0.03758 -0.0777 0.2430 1.0000 14.500 1.7412 0.04843 0.04250 -0.0762 0.2302 1.0000 15.000 1.7372 0.05418 0.04831 -0.0747 0.2173 1.0000 15.500 1.7291 0.06050 0.05468 -0.0734 0.2061 1.0000 16.000 1.7174 0.06734 0.06153 -0.0724 0.1967 1.0000 16.500 1.7165 0.07306 0.06737 -0.0717 0.1896 1.0000 17.000 1.7085 0.07960 0.07392 -0.0712 0.1827 1.0000 17.500 1.7121 0.08487 0.07932 -0.0710 0.1779 1.0000 18.000 1.7120 0.09062 0.08517 -0.0710 0.1733 1.0000 18.500 1.7146 0.09590 0.09046 -0.0709 0.1685 1.0000 19.000 1.7197 0.10103 0.09573 -0.0712 0.1651 1.0000 19.500 1.7220 0.10662 0.10149 -0.0719 0.1614 1.0000 20.000 1.7235 0.11227 0.10722 -0.0728 0.1576 1.0000 20.500 1.7349 0.11629 0.11124 -0.0733 0.1531 1.0000 21.000 1.7278 0.12348 0.11867 -0.0752 0.1496 1.0000 21.500 1.7253 0.12988 0.12522 -0.0772 0.1454 1.0000 22.000 1.7320 0.13467 0.12998 -0.0787 0.1402 1.0000 22.500 1.7189 0.14301 0.13860 -0.0821 0.1360 1.0000 23.000 1.7116 0.15036 0.14605 -0.0855 0.1303 1.0000 23.500 1.7036 0.15787 0.15372 -0.0892 0.1245 1.0000 24.000 1.6922 0.16595 0.16186 -0.0935 0.1168 1.0000 24.500 1.6719 0.17573 0.17178 -0.0991 0.1060 1.0000 25.000 1.6360 0.18834 0.18439 -0.1068 0.0837 1.0000 25.500 1.5760 0.20572 0.20161 -0.1180 0.0610 1.0000 26.000 1.5478 0.21773 0.21359 -0.1264 0.0530 1.0000 26.500 1.5425 0.22540 0.22129 -0.1324 0.0493 1.0000 27.000 1.5446 0.23151 0.22734 -0.1376 0.0464 1.0000 27.500 1.5511 0.23675 0.23269 -0.1423 0.0447 1.0000 28.000 1.5600 0.24136 0.23733 -0.1467 0.0429 1.0000 28.500 1.5747 0.24445 0.24034 -0.1502 0.0411 1.0000 29.000 1.5841 0.24886 0.24487 -0.1547 0.0401 1.0000 29.500 1.5933 0.25316 0.24927 -0.1592 0.0390 1.0000 30.000 1.6043 0.25692 0.25309 -0.1635 0.0380 1.0000 30.500 1.6178 0.25996 0.25615 -0.1674 0.0371 1.0000 31.000 1.6395 0.26079 0.25695 -0.1698 0.0361 1.0000 31.500 1.6453 0.26549 0.26180 -0.1751 0.0355 1.0000 32.000 1.6500 0.27035 0.26681 -0.1806 0.0348 1.0000 32.500 1.6547 0.27506 0.27167 -0.1862 0.0340 1.0000 33.000 1.6608 0.27931 0.27602 -0.1915 0.0332 1.0000 33.500 1.6703 0.28257 0.27933 -0.1962 0.0325 1.0000 34.000 1.6848 0.28432 0.28109 -0.2000 0.0317 1.0000 34.500 1.6813 0.29045 0.28741 -0.2071 0.0311 1.0000 35.000 1.6505 0.30371 0.30105 -0.2196 0.0303 1.0000