XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.5/14 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 0.4738 0.01048 0.00472 -0.1022 0.7408 0.6950 0.500 0.5299 0.01051 0.00471 -0.1020 0.7303 0.7094 1.000 0.5851 0.01051 0.00468 -0.1017 0.7174 0.7256 1.500 0.6394 0.01052 0.00474 -0.1012 0.7046 0.7410 2.000 0.6944 0.01047 0.00463 -0.1007 0.6879 0.7565 2.500 0.7459 0.01042 0.00466 -0.0996 0.6694 0.7753 3.000 0.7964 0.01039 0.00466 -0.0982 0.6472 0.7957 3.500 0.8464 0.01040 0.00471 -0.0969 0.6237 0.8154 4.000 0.8932 0.01043 0.00478 -0.0949 0.5935 0.8372 4.500 0.9362 0.01054 0.00489 -0.0922 0.5556 0.8631 5.000 0.9733 0.01075 0.00507 -0.0883 0.5113 0.9061 5.500 1.0154 0.01163 0.00556 -0.0865 0.4418 1.0000 6.000 1.0525 0.01250 0.00619 -0.0836 0.3965 1.0000 6.500 1.0710 0.01360 0.00686 -0.0774 0.3207 1.0000 7.000 1.0942 0.01471 0.00777 -0.0722 0.2864 1.0000 7.500 1.1248 0.01568 0.00867 -0.0684 0.2619 1.0000 8.000 1.1540 0.01674 0.00966 -0.0647 0.2336 1.0000 8.500 1.1735 0.01831 0.01094 -0.0599 0.1843 1.0000 9.000 1.1948 0.01996 0.01245 -0.0558 0.1587 1.0000 9.500 1.2201 0.02153 0.01399 -0.0524 0.1413 1.0000 10.000 1.2436 0.02329 0.01570 -0.0492 0.1204 1.0000 10.500 1.2644 0.02534 0.01763 -0.0460 0.0941 1.0000 11.000 1.2752 0.02823 0.02029 -0.0423 0.0556 1.0000 11.500 1.2796 0.03182 0.02373 -0.0385 0.0289 1.0000 12.000 1.2915 0.03506 0.02700 -0.0359 0.0171 1.0000 12.500 1.2979 0.03900 0.03096 -0.0334 0.0040 1.0000 13.000 1.3102 0.04265 0.03478 -0.0317 0.0034 1.0000 13.500 1.3194 0.04684 0.03917 -0.0304 0.0030 1.0000 14.000 1.3262 0.05154 0.04410 -0.0295 0.0029 1.0000 14.500 1.3303 0.05687 0.04966 -0.0292 0.0028 1.0000 15.000 1.3311 0.06295 0.05600 -0.0296 0.0027 1.0000 15.500 1.3273 0.07012 0.06345 -0.0308 0.0027 1.0000 16.000 1.3212 0.07811 0.07171 -0.0329 0.0027 1.0000 16.500 1.3099 0.08746 0.08136 -0.0361 0.0027 1.0000 17.000 1.2945 0.09796 0.09217 -0.0402 0.0027 1.0000 17.500 1.2776 0.10918 0.10368 -0.0453 0.0026 1.0000 18.000 1.2579 0.12139 0.11618 -0.0513 0.0027 1.0000 18.500 1.2382 0.13397 0.12904 -0.0580 0.0027 1.0000 19.000 1.2203 0.14630 0.14162 -0.0649 0.0027 1.0000 19.500 1.2039 0.15853 0.15408 -0.0721 0.0027 1.0000 20.000 1.1907 0.17023 0.16598 -0.0792 0.0027 1.0000 20.500 1.1806 0.18128 0.17720 -0.0860 0.0027 1.0000 21.000 1.1739 0.19160 0.18766 -0.0926 0.0028 1.0000 21.500 1.1707 0.20109 0.19729 -0.0988 0.0028 1.0000 22.000 1.1705 0.20980 0.20611 -0.1045 0.0028 1.0000 22.500 1.1729 0.21779 0.21420 -0.1100 0.0028 1.0000 23.000 1.1769 0.22526 0.22177 -0.1152 0.0028 1.0000 23.500 1.1800 0.23310 0.22974 -0.1206 0.0028 1.0000 24.000 1.1818 0.24139 0.23816 -0.1264 0.0029 1.0000 24.500 1.1813 0.25060 0.24752 -0.1326 0.0030 1.0000 25.000 1.1682 0.26496 0.26213 -0.1411 0.0032 1.0000