XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.5/12 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 0.4699 0.00963 0.00424 -0.1018 0.7716 0.7693 0.500 0.5242 0.00954 0.00411 -0.1012 0.7566 0.7848 1.000 0.5775 0.00947 0.00402 -0.1004 0.7397 0.8011 1.500 0.6313 0.00942 0.00396 -0.0998 0.7237 0.8184 2.000 0.6848 0.00938 0.00390 -0.0991 0.7074 0.8383 2.500 0.7362 0.00931 0.00386 -0.0979 0.6877 0.8621 3.000 0.7851 0.00922 0.00385 -0.0962 0.6663 0.8964 3.500 0.8497 0.00915 0.00391 -0.0980 0.6389 1.0000 4.000 0.9030 0.00939 0.00404 -0.0978 0.6058 1.0000 4.500 0.9517 0.00975 0.00425 -0.0965 0.5608 1.0000 5.000 0.9941 0.01038 0.00459 -0.0940 0.4961 1.0000 6.000 1.0577 0.01271 0.00600 -0.0859 0.3326 1.0000 6.500 1.0917 0.01377 0.00681 -0.0824 0.2876 1.0000 7.000 1.1254 0.01476 0.00764 -0.0789 0.2579 1.0000 7.500 1.1592 0.01557 0.00844 -0.0753 0.2378 1.0000 8.000 1.1922 0.01640 0.00925 -0.0717 0.2095 1.0000 8.500 1.2243 0.01733 0.01019 -0.0681 0.1870 1.0000 9.000 1.2497 0.01864 0.01133 -0.0639 0.1480 1.0000 9.500 1.2704 0.02036 0.01287 -0.0594 0.1088 1.0000 10.000 1.2818 0.02284 0.01504 -0.0542 0.0615 1.0000 10.500 1.2810 0.02638 0.01824 -0.0484 0.0133 1.0000 11.000 1.2917 0.02934 0.02129 -0.0442 0.0055 1.0000 11.500 1.3061 0.03220 0.02436 -0.0409 0.0047 1.0000 12.000 1.3187 0.03539 0.02781 -0.0379 0.0044 1.0000 12.500 1.3270 0.03916 0.03185 -0.0354 0.0042 1.0000 13.000 1.3299 0.04372 0.03670 -0.0333 0.0041 1.0000 13.500 1.3276 0.04923 0.04250 -0.0320 0.0040 1.0000 14.000 1.3205 0.05583 0.04939 -0.0317 0.0040 1.0000 14.500 1.3077 0.06386 0.05773 -0.0326 0.0039 1.0000 15.000 1.2915 0.07326 0.06741 -0.0350 0.0039 1.0000 15.500 1.2740 0.08372 0.07817 -0.0387 0.0039 1.0000 16.000 1.2557 0.09511 0.08983 -0.0435 0.0040 1.0000 16.500 1.2389 0.10674 0.10173 -0.0488 0.0040 1.0000 17.000 1.2258 0.11794 0.11315 -0.0542 0.0040 1.0000 17.500 1.2166 0.12844 0.12387 -0.0595 0.0041 1.0000 18.000 1.2107 0.13831 0.13395 -0.0645 0.0041 1.0000 18.500 1.2057 0.14807 0.14394 -0.0699 0.0042 1.0000 19.000 1.1992 0.15839 0.15450 -0.0758 0.0042 1.0000 19.500 1.1900 0.16960 0.16596 -0.0827 0.0043 1.0000 20.000 1.1781 0.18182 0.17844 -0.0905 0.0044 1.0000 20.500 1.1641 0.19511 0.19198 -0.0991 0.0046 1.0000 21.000 1.1476 0.20984 0.20693 -0.1086 0.0047 1.0000 21.500 1.1287 0.22628 0.22353 -0.1186 0.0049 1.0000