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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.6954 0.01287 0.00494 -0.1287 0.5171 0.1095 0.500 0.7511 0.01263 0.00489 -0.1286 0.5099 0.1460 1.000 0.8056 0.01230 0.00503 -0.1286 0.5020 0.3120 1.500 0.8591 0.01187 0.00534 -0.1284 0.4938 0.5761 2.000 0.9143 0.01115 0.00559 -0.1274 0.4860 1.0000 2.500 0.9668 0.01141 0.00570 -0.1267 0.4773 1.0000 3.000 1.0194 0.01176 0.00592 -0.1260 0.4681 1.0000 3.500 1.0703 0.01194 0.00606 -0.1250 0.4579 1.0000 4.000 1.1193 0.01233 0.00629 -0.1237 0.4460 1.0000 4.500 1.1675 0.01256 0.00650 -0.1223 0.4332 1.0000 5.000 1.2125 0.01297 0.00681 -0.1204 0.4194 1.0000 5.500 1.2526 0.01345 0.00719 -0.1176 0.4055 1.0000 6.000 1.2934 0.01399 0.00769 -0.1151 0.3920 1.0000 6.500 1.3313 0.01471 0.00832 -0.1123 0.3784 1.0000 7.000 1.3684 0.01554 0.00906 -0.1096 0.3656 1.0000 7.500 1.4075 0.01637 0.00989 -0.1074 0.3556 1.0000 8.000 1.4435 0.01738 0.01085 -0.1048 0.3462 1.0000 8.500 1.4803 0.01843 0.01190 -0.1026 0.3383 1.0000 9.000 1.5164 0.01951 0.01301 -0.1004 0.3305 1.0000 9.500 1.5466 0.02098 0.01441 -0.0976 0.3217 1.0000 10.000 1.5817 0.02221 0.01576 -0.0957 0.3156 1.0000 10.500 1.6121 0.02376 0.01734 -0.0934 0.3083 1.0000 11.000 1.6379 0.02566 0.01921 -0.0908 0.3001 1.0000 11.500 1.6672 0.02741 0.02112 -0.0889 0.2938 1.0000 12.000 1.6882 0.02977 0.02351 -0.0864 0.2852 1.0000 12.500 1.7078 0.03238 0.02621 -0.0842 0.2765 1.0000 13.000 1.7234 0.03548 0.02936 -0.0820 0.2661 1.0000 13.500 1.7360 0.03904 0.03301 -0.0801 0.2551 1.0000 14.000 1.7386 0.04362 0.03760 -0.0779 0.2430 1.0000 14.500 1.7421 0.04844 0.04251 -0.0764 0.2302 1.0000 15.000 1.7382 0.05417 0.04831 -0.0749 0.2173 1.0000 15.500 1.7298 0.06053 0.05471 -0.0736 0.2061 1.0000 16.000 1.7182 0.06735 0.06155 -0.0725 0.1967 1.0000 16.500 1.7173 0.07308 0.06739 -0.0719 0.1896 1.0000 17.000 1.7093 0.07963 0.07395 -0.0714 0.1826 1.0000 17.500 1.7128 0.08490 0.07935 -0.0712 0.1779 1.0000 18.000 1.7128 0.09064 0.08520 -0.0711 0.1733 1.0000 18.500 1.7153 0.09593 0.09050 -0.0711 0.1685 1.0000 19.000 1.7205 0.10104 0.09574 -0.0714 0.1651 1.0000 19.500 1.7229 0.10661 0.10148 -0.0721 0.1614 1.0000 20.000 1.7243 0.11229 0.10724 -0.0729 0.1576 1.0000 20.500 1.7359 0.11627 0.11121 -0.0734 0.1531 1.0000 21.000 1.7291 0.12341 0.11861 -0.0754 0.1497 1.0000 21.500 1.7269 0.12976 0.12511 -0.0773 0.1456 1.0000 22.000 1.7322 0.13482 0.13015 -0.0789 0.1406 1.0000 22.500 1.7205 0.14288 0.13847 -0.0822 0.1362 1.0000 23.000 1.7132 0.15024 0.14595 -0.0856 0.1306 1.0000 24.000 1.6943 0.16576 0.16168 -0.0936 0.1171 1.0000 24.500 1.6744 0.17545 0.17151 -0.0992 0.1065 1.0000 25.000 1.6388 0.18799 0.18406 -0.1068 0.0848 1.0000 25.500 1.5787 0.20537 0.20128 -0.1179 0.0616 1.0000 26.000 1.5505 0.21737 0.21324 -0.1264 0.0535 1.0000 26.500 1.5437 0.22534 0.22123 -0.1326 0.0494 1.0000 27.000 1.5460 0.23137 0.22722 -0.1377 0.0466 1.0000 27.500 1.5522 0.23667 0.23261 -0.1424 0.0447 1.0000 28.000 1.5609 0.24131 0.23728 -0.1469 0.0429 1.0000 28.500 1.5754 0.24449 0.24041 -0.1504 0.0413 1.0000 29.000 1.5853 0.24872 0.24473 -0.1548 0.0401 1.0000 29.500 1.5946 0.25302 0.24913 -0.1594 0.0391 1.0000 30.000 1.6057 0.25677 0.25294 -0.1636 0.0381 1.0000 30.500 1.6189 0.25988 0.25609 -0.1676 0.0372 1.0000 31.000 1.6395 0.26096 0.25712 -0.1702 0.0362 1.0000 31.500 1.6471 0.26521 0.26152 -0.1752 0.0356 1.0000 32.000 1.6517 0.27009 0.26655 -0.1807 0.0348 1.0000 32.500 1.6564 0.27477 0.27137 -0.1862 0.0341 1.0000 33.000 1.6618 0.27917 0.27589 -0.1917 0.0333 1.0000 33.500 1.6710 0.28253 0.27930 -0.1965 0.0326 1.0000 34.000 1.6845 0.28455 0.28133 -0.2004 0.0318 1.0000 34.500 1.6826 0.29022 0.28719 -0.2072 0.0312 1.0000 35.000 1.6520 0.30337 0.30072 -0.2196 0.0304 1.0000