XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.5/18 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 0.4608 0.01232 0.00621 -0.0976 0.6955 0.6519 0.500 0.5183 0.01225 0.00611 -0.0977 0.6860 0.6603 1.000 0.5724 0.01232 0.00618 -0.0973 0.6753 0.6707 1.500 0.6274 0.01226 0.00610 -0.0970 0.6639 0.6806 2.000 0.6806 0.01228 0.00613 -0.0963 0.6509 0.6923 2.500 0.7347 0.01220 0.00603 -0.0958 0.6370 0.7042 3.000 0.7833 0.01219 0.00607 -0.0943 0.6200 0.7172 3.500 0.8308 0.01214 0.00605 -0.0925 0.6000 0.7302 4.000 0.8774 0.01219 0.00609 -0.0906 0.5789 0.7447 4.500 0.9191 0.01229 0.00619 -0.0878 0.5542 0.7586 5.000 0.9562 0.01250 0.00633 -0.0842 0.5266 0.7726 5.500 0.9882 0.01285 0.00661 -0.0798 0.4994 0.7880 6.000 1.0124 0.01327 0.00700 -0.0740 0.4739 0.8040 6.500 1.0359 0.01389 0.00758 -0.0684 0.4490 0.8210 7.000 1.0587 0.01458 0.00828 -0.0629 0.4249 0.8412 7.500 1.0787 0.01530 0.00907 -0.0572 0.3999 0.8690 8.000 1.1137 0.01608 0.01001 -0.0550 0.3697 1.0000 8.500 1.1362 0.01744 0.01120 -0.0513 0.3433 1.0000 9.000 1.1563 0.01905 0.01265 -0.0474 0.3221 1.0000 10.000 1.1973 0.02262 0.01603 -0.0404 0.2815 1.0000 10.500 1.2189 0.02446 0.01787 -0.0374 0.2624 1.0000 11.000 1.2391 0.02647 0.01989 -0.0346 0.2431 1.0000 11.500 1.2568 0.02880 0.02218 -0.0319 0.2234 1.0000 12.000 1.2711 0.03150 0.02483 -0.0292 0.2037 1.0000 12.500 1.2878 0.03421 0.02753 -0.0271 0.1895 1.0000 13.000 1.3036 0.03714 0.03046 -0.0251 0.1770 1.0000 13.500 1.3171 0.04036 0.03366 -0.0233 0.1673 1.0000 14.000 1.3358 0.04331 0.03670 -0.0220 0.1586 1.0000 14.500 1.3497 0.04679 0.04023 -0.0208 0.1493 1.0000 15.000 1.3654 0.05025 0.04379 -0.0199 0.1426 1.0000 15.500 1.3777 0.05422 0.04785 -0.0194 0.1332 1.0000 16.000 1.3866 0.05866 0.05234 -0.0190 0.1258 1.0000 16.500 1.4010 0.06272 0.05659 -0.0190 0.1188 1.0000 17.000 1.4066 0.06793 0.06189 -0.0194 0.1114 1.0000 17.500 1.4119 0.07339 0.06748 -0.0201 0.1030 1.0000 18.000 1.4127 0.07964 0.07387 -0.0214 0.0933 1.0000 18.500 1.4093 0.08666 0.08101 -0.0231 0.0837 1.0000 19.000 1.4016 0.09448 0.08895 -0.0255 0.0741 1.0000 19.500 1.3861 0.10367 0.09822 -0.0287 0.0614 1.0000 20.500 1.3464 0.12415 0.11896 -0.0374 0.0457 1.0000 21.000 1.3237 0.13524 0.13020 -0.0429 0.0403 1.0000 22.000 1.2878 0.15610 0.15140 -0.0544 0.0336 1.0000 22.500 1.2699 0.16665 0.16210 -0.0607 0.0316 1.0000 23.000 1.2578 0.17616 0.17178 -0.0667 0.0295 1.0000 23.500 1.2419 0.18650 0.18225 -0.0733 0.0272 1.0000 24.000 1.2347 0.19519 0.19108 -0.0791 0.0250 1.0000 24.500 1.2262 0.20415 0.20014 -0.0852 0.0232 1.0000 25.000 1.2229 0.21205 0.20817 -0.0908 0.0211 1.0000 25.500 1.2164 0.22062 0.21684 -0.0969 0.0180 1.0000 26.000 1.2114 0.22886 0.22517 -0.1029 0.0150 1.0000 26.500 1.2078 0.23677 0.23317 -0.1087 0.0123 1.0000 27.000 1.2019 0.24530 0.24176 -0.1149 0.0093 1.0000 27.500 1.1989 0.25318 0.24970 -0.1208 0.0079 1.0000 28.000 1.1893 0.26293 0.25948 -0.1277 0.0061 1.0000 28.500 1.1879 0.27055 0.26718 -0.1334 0.0057 1.0000 29.000 1.1863 0.27832 0.27500 -0.1392 0.0053 1.0000 29.500 1.1887 0.28488 0.28162 -0.1444 0.0051 1.0000 30.000 1.1933 0.29070 0.28748 -0.1493 0.0050 1.0000 30.500 1.1991 0.29605 0.29288 -0.1540 0.0048 1.0000 31.000 1.2030 0.30199 0.29891 -0.1590 0.0047 1.0000 31.500 1.2039 0.30900 0.30603 -0.1644 0.0047 1.0000