XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.0/14 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 0.4034 0.01050 0.00482 -0.0867 0.7468 0.7225 0.500 0.4573 0.01040 0.00471 -0.0859 0.7312 0.7374 1.000 0.5120 0.01038 0.00468 -0.0855 0.7172 0.7505 1.500 0.5680 0.01038 0.00461 -0.0853 0.7034 0.7649 2.000 0.6211 0.01031 0.00457 -0.0845 0.6867 0.7783 2.500 0.6735 0.01027 0.00455 -0.0836 0.6671 0.7937 3.000 0.7255 0.01027 0.00457 -0.0826 0.6468 0.8107 3.500 0.7764 0.01029 0.00462 -0.0814 0.6249 0.8289 4.000 0.8251 0.01030 0.00467 -0.0798 0.5997 0.8502 4.500 0.8701 0.01032 0.00475 -0.0774 0.5702 0.8761 5.000 0.9151 0.01040 0.00490 -0.0750 0.5337 0.9234 5.500 0.9756 0.01088 0.00523 -0.0766 0.4866 1.0000 6.000 1.0159 0.01158 0.00572 -0.0742 0.4377 1.0000 6.500 1.0491 0.01248 0.00636 -0.0705 0.3843 1.0000 7.000 1.0752 0.01352 0.00711 -0.0655 0.3301 1.0000 8.000 1.1201 0.01567 0.00890 -0.0547 0.2574 1.0000 8.500 1.1453 0.01681 0.00993 -0.0503 0.2274 1.0000 9.000 1.1715 0.01801 0.01107 -0.0463 0.2020 1.0000 9.500 1.1944 0.01946 0.01243 -0.0422 0.1781 1.0000 10.000 1.2179 0.02100 0.01392 -0.0386 0.1537 1.0000 10.500 1.2415 0.02266 0.01558 -0.0353 0.1357 1.0000 11.000 1.2615 0.02464 0.01751 -0.0319 0.1147 1.0000 11.500 1.2791 0.02693 0.01973 -0.0287 0.0938 1.0000 12.000 1.2948 0.02950 0.02227 -0.0258 0.0740 1.0000 12.500 1.3074 0.03247 0.02520 -0.0230 0.0567 1.0000 13.000 1.3192 0.03567 0.02845 -0.0206 0.0451 1.0000 13.500 1.3261 0.03952 0.03232 -0.0185 0.0331 1.0000 14.000 1.3317 0.04376 0.03664 -0.0170 0.0235 1.0000 14.500 1.3307 0.04900 0.04195 -0.0159 0.0130 1.0000 15.000 1.3196 0.05581 0.04886 -0.0156 0.0062 1.0000 15.500 1.3162 0.06229 0.05556 -0.0161 0.0054 1.0000 16.000 1.3083 0.06987 0.06341 -0.0176 0.0049 1.0000 16.500 1.2998 0.07805 0.07186 -0.0199 0.0048 1.0000 17.000 1.2875 0.08734 0.08144 -0.0232 0.0047 1.0000 17.500 1.2695 0.09813 0.09252 -0.0277 0.0046 1.0000 18.000 1.2483 0.11007 0.10477 -0.0334 0.0045 1.0000 18.500 1.2263 0.12261 0.11760 -0.0398 0.0045 1.0000 19.000 1.2055 0.13526 0.13053 -0.0468 0.0045 1.0000 19.500 1.1837 0.14834 0.14387 -0.0543 0.0045 1.0000 20.000 1.1641 0.16123 0.15699 -0.0619 0.0046 1.0000 20.500 1.1469 0.17380 0.16978 -0.0696 0.0046 1.0000 21.000 1.1325 0.18592 0.18208 -0.0772 0.0046 1.0000 21.500 1.1226 0.19706 0.19337 -0.0842 0.0047 1.0000 22.000 1.1182 0.20693 0.20335 -0.0905 0.0047 1.0000 22.500 1.1192 0.21536 0.21188 -0.0961 0.0047 1.0000 23.000 1.1233 0.22286 0.21946 -0.1012 0.0046 1.0000 23.500 1.1294 0.22974 0.22642 -0.1060 0.0046 1.0000 24.000 1.1345 0.23685 0.23362 -0.1110 0.0046 1.0000 24.500 1.1358 0.24525 0.24216 -0.1167 0.0047 1.0000