XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.0/15 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 0.4010 0.01088 0.00511 -0.0858 0.7312 0.7069 0.500 0.4556 0.01089 0.00508 -0.0852 0.7172 0.7219 1.000 0.5121 0.01082 0.00496 -0.0850 0.7046 0.7331 1.500 0.5658 0.01084 0.00498 -0.0845 0.6904 0.7462 2.000 0.6202 0.01081 0.00497 -0.0840 0.6762 0.7579 2.500 0.6750 0.01080 0.00489 -0.0835 0.6593 0.7712 3.000 0.7260 0.01079 0.00491 -0.0824 0.6396 0.7861 3.500 0.7762 0.01078 0.00496 -0.0811 0.6190 0.8003 4.000 0.8254 0.01082 0.00503 -0.0796 0.5961 0.8169 4.500 0.8724 0.01090 0.00512 -0.0777 0.5696 0.8354 5.000 0.9151 0.01100 0.00528 -0.0750 0.5371 0.8573 5.500 0.9530 0.01121 0.00548 -0.0714 0.5006 0.8889 6.000 1.0079 0.01162 0.00590 -0.0717 0.4536 0.9987 6.500 1.0433 0.01242 0.00647 -0.0686 0.4085 1.0000 7.000 1.0710 0.01330 0.00713 -0.0640 0.3674 1.0000 7.500 1.0908 0.01432 0.00794 -0.0580 0.3291 1.0000 8.000 1.1113 0.01547 0.00891 -0.0526 0.2948 1.0000 8.500 1.1337 0.01670 0.01002 -0.0478 0.2665 1.0000 9.000 1.1582 0.01794 0.01121 -0.0437 0.2402 1.0000 9.500 1.1809 0.01936 0.01255 -0.0397 0.2153 1.0000 10.000 1.2043 0.02090 0.01405 -0.0362 0.1955 1.0000 10.500 1.2258 0.02264 0.01576 -0.0327 0.1762 1.0000 11.000 1.2455 0.02462 0.01769 -0.0294 0.1574 1.0000 11.500 1.2665 0.02666 0.01976 -0.0266 0.1420 1.0000 12.000 1.2870 0.02885 0.02198 -0.0240 0.1258 1.0000 12.500 1.3047 0.03136 0.02451 -0.0216 0.1101 1.0000 13.000 1.3184 0.03433 0.02747 -0.0193 0.0944 1.0000 13.500 1.3307 0.03760 0.03076 -0.0173 0.0794 1.0000 14.000 1.3393 0.04140 0.03458 -0.0156 0.0664 1.0000 14.500 1.3476 0.04547 0.03872 -0.0143 0.0562 1.0000 15.000 1.3524 0.05014 0.04348 -0.0135 0.0472 1.0000 15.500 1.3532 0.05555 0.04897 -0.0132 0.0376 1.0000 16.000 1.3518 0.06156 0.05510 -0.0135 0.0306 1.0000 16.500 1.3465 0.06843 0.06210 -0.0145 0.0236 1.0000 17.000 1.3304 0.07726 0.07104 -0.0167 0.0143 1.0000 17.500 1.3111 0.08718 0.08113 -0.0200 0.0087 1.0000 18.000 1.2898 0.09803 0.09220 -0.0243 0.0068 1.0000 18.500 1.2706 0.10907 0.10350 -0.0292 0.0062 1.0000 19.000 1.2515 0.12047 0.11516 -0.0348 0.0060 1.0000 19.500 1.2303 0.13259 0.12755 -0.0412 0.0057 1.0000 20.000 1.2106 0.14459 0.13978 -0.0479 0.0056 1.0000 20.500 1.1911 0.15679 0.15223 -0.0551 0.0055 1.0000 21.000 1.1722 0.16909 0.16476 -0.0626 0.0055 1.0000 21.500 1.1550 0.18116 0.17704 -0.0701 0.0055 1.0000 22.000 1.1383 0.19338 0.18945 -0.0778 0.0055 1.0000 22.500 1.1251 0.20501 0.20125 -0.0852 0.0054 1.0000 23.000 1.1167 0.21564 0.21200 -0.0921 0.0054 1.0000 23.500 1.1144 0.22475 0.22122 -0.0981 0.0054 1.0000 24.000 1.1175 0.23232 0.22887 -0.1033 0.0054 1.0000 24.500 1.1231 0.23910 0.23573 -0.1082 0.0052 1.0000 25.000 1.1306 0.24524 0.24195 -0.1128 0.0052 1.0000 25.500 1.1375 0.25145 0.24824 -0.1174 0.0051 1.0000 26.000 1.1424 0.25828 0.25517 -0.1224 0.0052 1.0000 26.500 1.1403 0.26756 0.26458 -0.1285 0.0052 1.0000