XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.5/13 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 0.4690 0.01008 0.00454 -0.1009 0.7538 0.7500 0.500 0.5228 0.01005 0.00449 -0.1003 0.7392 0.7641 1.000 0.5777 0.01000 0.00439 -0.0998 0.7248 0.7779 1.500 0.6326 0.00995 0.00428 -0.0994 0.7089 0.7927 2.000 0.6852 0.00995 0.00430 -0.0986 0.6924 0.8091 2.500 0.7372 0.00993 0.00432 -0.0977 0.6747 0.8261 3.000 0.7881 0.00989 0.00432 -0.0965 0.6540 0.8456 3.500 0.8373 0.00987 0.00436 -0.0950 0.6312 0.8695 4.000 0.8833 0.00980 0.00437 -0.0926 0.6033 0.9084 4.500 0.9458 0.00994 0.00451 -0.0943 0.5637 1.0000 5.000 0.9907 0.01047 0.00478 -0.0925 0.5106 1.0000 5.500 1.0269 0.01133 0.00529 -0.0891 0.4417 1.0000 6.000 1.0578 0.01242 0.00602 -0.0850 0.3779 1.0000 6.500 1.0873 0.01350 0.00681 -0.0806 0.3265 1.0000 7.000 1.1142 0.01450 0.00761 -0.0758 0.2934 1.0000 7.500 1.1439 0.01544 0.00848 -0.0716 0.2690 1.0000 8.000 1.1739 0.01641 0.00939 -0.0677 0.2464 1.0000 8.500 1.2059 0.01737 0.01037 -0.0643 0.2312 1.0000 9.000 1.2364 0.01838 0.01140 -0.0608 0.2112 1.0000 9.500 1.2658 0.01950 0.01253 -0.0575 0.1890 1.0000 10.000 1.2921 0.02087 0.01389 -0.0540 0.1654 1.0000 10.500 1.3110 0.02277 0.01564 -0.0500 0.1322 1.0000 11.000 1.3278 0.02500 0.01778 -0.0461 0.1026 1.0000 11.500 1.3372 0.02794 0.02054 -0.0421 0.0694 1.0000 12.000 1.3384 0.03173 0.02412 -0.0381 0.0350 1.0000 12.500 1.3312 0.03655 0.02883 -0.0343 0.0099 1.0000 13.000 1.3340 0.04091 0.03335 -0.0318 0.0060 1.0000 13.500 1.3387 0.04542 0.03809 -0.0302 0.0051 1.0000 14.000 1.3412 0.05049 0.04341 -0.0291 0.0048 1.0000 14.500 1.3369 0.05679 0.04999 -0.0288 0.0046 1.0000 15.000 1.3311 0.06380 0.05729 -0.0295 0.0045 1.0000 15.500 1.3198 0.07221 0.06602 -0.0313 0.0044 1.0000 16.000 1.3038 0.08205 0.07617 -0.0344 0.0043 1.0000 16.500 1.2844 0.09324 0.08767 -0.0389 0.0043 1.0000 17.000 1.2613 0.10578 0.10052 -0.0446 0.0043 1.0000 17.500 1.2385 0.11879 0.11380 -0.0511 0.0043 1.0000 18.000 1.2195 0.13134 0.12659 -0.0577 0.0043 1.0000 18.500 1.2045 0.14312 0.13858 -0.0642 0.0043 1.0000 19.000 1.1950 0.15368 0.14932 -0.0702 0.0043 1.0000 19.500 1.1906 0.16313 0.15891 -0.0757 0.0043 1.0000 20.000 1.1905 0.17150 0.16741 -0.0807 0.0043 1.0000 20.500 1.1920 0.17949 0.17553 -0.0856 0.0043 1.0000 21.000 1.1943 0.18719 0.18338 -0.0904 0.0044 1.0000 21.500 1.1950 0.19546 0.19181 -0.0958 0.0044 1.0000 22.000 1.1928 0.20456 0.20110 -0.1018 0.0044 1.0000 22.500 1.1876 0.21468 0.21140 -0.1085 0.0045 1.0000 23.000 1.1800 0.22573 0.22264 -0.1159 0.0046 1.0000