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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.6228 0.00808 0.00281 -0.0881 0.5613 1.0000 0.500 0.6785 0.00823 0.00289 -0.0878 0.5488 1.0000 1.000 0.7335 0.00846 0.00302 -0.0874 0.5327 1.0000 1.500 0.7878 0.00868 0.00311 -0.0868 0.5115 1.0000 2.000 0.8422 0.00893 0.00326 -0.0863 0.4917 1.0000 2.500 0.8970 0.00915 0.00346 -0.0859 0.4726 1.0000 3.000 0.9481 0.00955 0.00361 -0.0849 0.4245 1.0000 3.500 0.9985 0.01012 0.00394 -0.0839 0.3740 1.0000 4.000 1.0437 0.01117 0.00453 -0.0823 0.3020 1.0000 4.500 1.0917 0.01200 0.00512 -0.0811 0.2562 1.0000 5.000 1.1360 0.01312 0.00588 -0.0794 0.1938 1.0000 5.500 1.1744 0.01471 0.00701 -0.0769 0.1285 1.0000 6.000 1.2136 0.01608 0.00810 -0.0746 0.0806 1.0000 6.500 1.2451 0.01793 0.00966 -0.0711 0.0346 1.0000 7.000 1.2834 0.01907 0.01077 -0.0686 0.0249 1.0000 7.500 1.3182 0.02017 0.01188 -0.0655 0.0180 1.0000 8.000 1.3405 0.02200 0.01369 -0.0608 0.0032 1.0000 8.500 1.3686 0.02356 0.01535 -0.0574 0.0028 1.0000 9.000 1.3943 0.02537 0.01731 -0.0541 0.0027 1.0000 9.500 1.4168 0.02757 0.01965 -0.0510 0.0026 1.0000 10.000 1.4354 0.03026 0.02252 -0.0482 0.0025 1.0000 10.500 1.4503 0.03352 0.02597 -0.0458 0.0025 1.0000 11.000 1.4610 0.03747 0.03012 -0.0439 0.0025 1.0000 11.500 1.4675 0.04216 0.03504 -0.0426 0.0025 1.0000 12.000 1.4700 0.04762 0.04072 -0.0420 0.0025 1.0000 12.500 1.4679 0.05387 0.04720 -0.0418 0.0025 1.0000 13.000 1.4622 0.06083 0.05441 -0.0422 0.0025 1.0000 13.500 1.4532 0.06851 0.06232 -0.0431 0.0025 1.0000 14.000 1.4408 0.07696 0.07101 -0.0446 0.0025 1.0000 14.500 1.4260 0.08612 0.08041 -0.0467 0.0025 1.0000 15.000 1.4085 0.09605 0.09059 -0.0495 0.0025 1.0000 15.500 1.3895 0.10660 0.10138 -0.0529 0.0025 1.0000 16.000 1.3697 0.11760 0.11261 -0.0570 0.0025 1.0000 16.500 1.3508 0.12872 0.12397 -0.0615 0.0026 1.0000 17.000 1.3323 0.14015 0.13561 -0.0668 0.0026 1.0000 17.500 1.3160 0.15143 0.14709 -0.0724 0.0026 1.0000 18.000 1.3016 0.16280 0.15865 -0.0786 0.0026 1.0000 18.500 1.2897 0.17398 0.17001 -0.0852 0.0026 1.0000 19.000 1.2800 0.18496 0.18116 -0.0919 0.0027 1.0000 19.500 1.2729 0.19571 0.19206 -0.0989 0.0027 1.0000 20.000 1.2685 0.20605 0.20254 -0.1058 0.0027 1.0000 20.500 1.2668 0.21589 0.21251 -0.1126 0.0028 1.0000 21.000 1.2676 0.22522 0.22195 -0.1193 0.0028 1.0000 21.500 1.2709 0.23385 0.23068 -0.1256 0.0028 1.0000 22.000 1.2758 0.24200 0.23892 -0.1318 0.0029 1.0000 22.500 1.2828 0.24948 0.24649 -0.1376 0.0030 1.0000 23.000 1.2891 0.25728 0.25439 -0.1437 0.0030 1.0000 23.500 1.2949 0.26543 0.26264 -0.1502 0.0031 1.0000 24.000 1.2987 0.27465 0.27200 -0.1574 0.0032 1.0000 24.500 1.2996 0.28561 0.28311 -0.1658 0.0033 1.0000 25.000 1.2834 0.30821 0.30594 -0.1804 0.0036 1.0000