XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.0/13 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 0.4151 0.00806 0.00280 -0.0894 0.7307 0.6862 0.500 0.4705 0.00808 0.00282 -0.0891 0.7168 0.7037 1.000 0.5259 0.00807 0.00282 -0.0889 0.7028 0.7180 1.500 0.5808 0.00808 0.00280 -0.0885 0.6855 0.7332 2.000 0.6347 0.00811 0.00282 -0.0879 0.6654 0.7497 2.500 0.6884 0.00817 0.00292 -0.0874 0.6456 0.7682 3.000 0.7407 0.00826 0.00303 -0.0865 0.6227 0.7892 3.500 0.7914 0.00836 0.00317 -0.0853 0.5951 0.8121 4.000 0.8396 0.00850 0.00334 -0.0837 0.5601 0.8401 4.500 0.8834 0.00869 0.00356 -0.0811 0.5188 0.8818 5.000 0.9330 0.00932 0.00393 -0.0802 0.4370 1.0000 5.500 0.9730 0.01019 0.00446 -0.0777 0.3710 1.0000 6.000 1.0067 0.01132 0.00514 -0.0742 0.2956 1.0000 6.500 1.0443 0.01221 0.00580 -0.0712 0.2503 1.0000 7.000 1.0809 0.01306 0.00649 -0.0682 0.2148 1.0000 7.500 1.1079 0.01409 0.00726 -0.0634 0.1699 1.0000 8.000 1.1360 0.01509 0.00812 -0.0590 0.1403 1.0000 8.500 1.1642 0.01616 0.00908 -0.0548 0.1154 1.0000 9.000 1.1848 0.01769 0.01038 -0.0499 0.0783 1.0000 9.500 1.2042 0.01939 0.01191 -0.0452 0.0497 1.0000 10.000 1.2196 0.02146 0.01384 -0.0405 0.0250 1.0000 10.500 1.2298 0.02405 0.01635 -0.0356 0.0042 1.0000 11.000 1.2507 0.02609 0.01851 -0.0323 0.0032 1.0000 11.500 1.2713 0.02826 0.02084 -0.0294 0.0030 1.0000 12.000 1.2902 0.03069 0.02343 -0.0267 0.0029 1.0000 12.500 1.3052 0.03358 0.02652 -0.0241 0.0028 1.0000 13.000 1.3177 0.03683 0.02998 -0.0219 0.0027 1.0000 13.500 1.3260 0.04071 0.03408 -0.0200 0.0027 1.0000 14.000 1.3315 0.04516 0.03875 -0.0186 0.0026 1.0000 14.500 1.3324 0.05046 0.04430 -0.0179 0.0026 1.0000 15.000 1.3279 0.05687 0.05096 -0.0181 0.0026 1.0000 15.500 1.3200 0.06429 0.05864 -0.0193 0.0026 1.0000 16.000 1.3070 0.07312 0.06773 -0.0218 0.0026 1.0000 16.500 1.2890 0.08350 0.07840 -0.0257 0.0026 1.0000 17.000 1.2663 0.09549 0.09068 -0.0310 0.0026 1.0000 17.500 1.2421 0.10845 0.10392 -0.0374 0.0027 1.0000 18.000 1.2175 0.12209 0.11782 -0.0445 0.0027 1.0000 18.500 1.1955 0.13548 0.13143 -0.0519 0.0027 1.0000 19.000 1.1778 0.14811 0.14426 -0.0592 0.0027 1.0000 19.500 1.1650 0.15978 0.15611 -0.0661 0.0028 1.0000 20.000 1.1567 0.17046 0.16693 -0.0725 0.0028 1.0000 20.500 1.1523 0.18025 0.17685 -0.0786 0.0028 1.0000 21.000 1.1505 0.18939 0.18612 -0.0844 0.0029 1.0000 21.500 1.1501 0.19816 0.19501 -0.0901 0.0029 1.0000 22.000 1.1501 0.20692 0.20388 -0.0958 0.0029 1.0000 22.500 1.1490 0.21601 0.21311 -0.1018 0.0030 1.0000 23.000 1.1462 0.22576 0.22300 -0.1083 0.0030 1.0000 23.500 1.1404 0.23668 0.23407 -0.1153 0.0031 1.0000 24.000 1.1315 0.24909 0.24663 -0.1230 0.0032 1.0000