XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.0/12 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4128 0.00773 0.00269 -0.0892 0.7432 0.7188 0.500 0.4684 0.00778 0.00268 -0.0889 0.7294 0.7361 1.000 0.5237 0.00778 0.00268 -0.0887 0.7138 0.7502 1.500 0.5783 0.00781 0.00269 -0.0882 0.6955 0.7659 2.000 0.6322 0.00783 0.00272 -0.0876 0.6757 0.7818 2.500 0.6857 0.00788 0.00280 -0.0870 0.6552 0.7995 3.000 0.7382 0.00794 0.00289 -0.0862 0.6317 0.8196 3.500 0.7887 0.00804 0.00300 -0.0850 0.6022 0.8446 4.000 0.8358 0.00811 0.00314 -0.0830 0.5646 0.8827 4.500 0.8860 0.00868 0.00340 -0.0821 0.4690 1.0000 5.000 0.9287 0.00955 0.00388 -0.0801 0.3937 1.0000 5.500 0.9640 0.01082 0.00458 -0.0769 0.2936 1.0000 6.000 1.0061 0.01168 0.00520 -0.0748 0.2457 1.0000 6.500 1.0460 0.01260 0.00589 -0.0723 0.1997 1.0000 7.000 1.0808 0.01374 0.00671 -0.0691 0.1462 1.0000 7.500 1.1156 0.01475 0.00754 -0.0658 0.1110 1.0000 8.000 1.1375 0.01615 0.00863 -0.0604 0.0646 1.0000 8.500 1.1581 0.01769 0.00997 -0.0551 0.0314 1.0000 9.000 1.1742 0.01963 0.01175 -0.0495 0.0040 1.0000 9.500 1.2017 0.02097 0.01321 -0.0458 0.0031 1.0000 10.000 1.2279 0.02245 0.01483 -0.0422 0.0029 1.0000 10.500 1.2519 0.02415 0.01670 -0.0386 0.0028 1.0000 11.000 1.2726 0.02618 0.01891 -0.0351 0.0027 1.0000 11.500 1.2905 0.02853 0.02147 -0.0317 0.0026 1.0000 12.000 1.3049 0.03132 0.02447 -0.0286 0.0026 1.0000 12.500 1.3155 0.03461 0.02798 -0.0257 0.0026 1.0000 13.000 1.3216 0.03853 0.03213 -0.0233 0.0026 1.0000 13.500 1.3222 0.04331 0.03716 -0.0215 0.0026 1.0000 14.000 1.3178 0.04907 0.04317 -0.0205 0.0026 1.0000 14.500 1.3103 0.05579 0.05014 -0.0207 0.0026 1.0000 15.000 1.2957 0.06422 0.05885 -0.0223 0.0027 1.0000 15.500 1.2803 0.07367 0.06857 -0.0252 0.0027 1.0000 16.000 1.2616 0.08456 0.07974 -0.0296 0.0027 1.0000 16.500 1.2410 0.09663 0.09208 -0.0352 0.0027 1.0000 17.000 1.2205 0.10926 0.10497 -0.0416 0.0028 1.0000 17.500 1.2026 0.12182 0.11776 -0.0482 0.0028 1.0000 18.000 1.1876 0.13401 0.13017 -0.0549 0.0029 1.0000 18.500 1.1757 0.14566 0.14202 -0.0615 0.0029 1.0000 19.000 1.1665 0.15680 0.15335 -0.0681 0.0030 1.0000 19.500 1.1585 0.16783 0.16456 -0.0748 0.0030 1.0000 20.000 1.1503 0.17911 0.17603 -0.0818 0.0031 1.0000 20.500 1.1413 0.19078 0.18788 -0.0892 0.0031 1.0000 21.000 1.1317 0.20300 0.20029 -0.0970 0.0032 1.0000 21.500 1.1177 0.21702 0.21449 -0.1057 0.0033 1.0000 22.000 1.1026 0.23236 0.22999 -0.1148 0.0034 1.0000