XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.0/12 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 0.4050 0.00960 0.00422 -0.0880 0.7767 0.7594 1.000 0.5141 0.00949 0.00404 -0.0870 0.7456 0.7909 2.000 0.6216 0.00937 0.00388 -0.0855 0.7105 0.8278 2.500 0.6732 0.00928 0.00385 -0.0844 0.6895 0.8502 3.000 0.7227 0.00918 0.00384 -0.0827 0.6678 0.8791 3.500 0.7767 0.00909 0.00386 -0.0819 0.6427 0.9334 4.000 0.8424 0.00920 0.00397 -0.0843 0.6085 1.0000 4.500 0.8932 0.00950 0.00416 -0.0835 0.5680 1.0000 5.000 0.9389 0.01002 0.00443 -0.0816 0.5121 1.0000 5.500 0.9732 0.01107 0.00495 -0.0779 0.4138 1.0000 6.000 1.0086 0.01217 0.00565 -0.0745 0.3399 1.0000 6.500 1.0425 0.01334 0.00647 -0.0711 0.2747 1.0000 7.000 1.0795 0.01431 0.00729 -0.0681 0.2337 1.0000 8.000 1.1389 0.01655 0.00913 -0.0600 0.1515 1.0000 8.500 1.1658 0.01776 0.01021 -0.0557 0.1200 1.0000 9.000 1.1891 0.01926 0.01153 -0.0512 0.0840 1.0000 9.500 1.2094 0.02104 0.01314 -0.0466 0.0532 1.0000 10.000 1.2286 0.02299 0.01502 -0.0423 0.0321 1.0000 10.500 1.2445 0.02530 0.01729 -0.0380 0.0140 1.0000 11.000 1.2546 0.02821 0.02023 -0.0337 0.0049 1.0000 11.500 1.2718 0.03075 0.02299 -0.0305 0.0044 1.0000 12.000 1.2858 0.03371 0.02619 -0.0276 0.0042 1.0000 12.500 1.2965 0.03714 0.02988 -0.0250 0.0040 1.0000 13.000 1.3030 0.04120 0.03422 -0.0229 0.0039 1.0000 13.500 1.3041 0.04611 0.03942 -0.0214 0.0039 1.0000 14.000 1.3003 0.05201 0.04561 -0.0208 0.0038 1.0000 14.500 1.2928 0.05894 0.05283 -0.0213 0.0038 1.0000 15.000 1.2781 0.06759 0.06179 -0.0232 0.0038 1.0000 15.500 1.2616 0.07747 0.07198 -0.0266 0.0038 1.0000 16.000 1.2420 0.08877 0.08359 -0.0314 0.0038 1.0000 16.500 1.2201 0.10131 0.09642 -0.0375 0.0038 1.0000 17.000 1.1986 0.11442 0.10981 -0.0442 0.0039 1.0000 17.500 1.1800 0.12730 0.12294 -0.0512 0.0039 1.0000 18.000 1.1654 0.13953 0.13538 -0.0580 0.0040 1.0000 18.500 1.1543 0.15106 0.14712 -0.0647 0.0040 1.0000 19.000 1.1466 0.16194 0.15819 -0.0711 0.0041 1.0000 19.500 1.1402 0.17267 0.16910 -0.0776 0.0041 1.0000 20.000 1.1324 0.18402 0.18066 -0.0847 0.0042 1.0000 20.500 1.1216 0.19655 0.19340 -0.0926 0.0043 1.0000 21.000 1.1077 0.21071 0.20777 -0.1013 0.0045 1.0000 21.500 1.0805 0.23076 0.22801 -0.1126 0.0048 1.0000