XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.0/14 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 0.4111 0.00830 0.00301 -0.0879 0.7157 0.6851 0.500 0.4670 0.00838 0.00304 -0.0877 0.7026 0.7021 1.000 0.5220 0.00837 0.00306 -0.0873 0.6884 0.7155 1.500 0.5771 0.00841 0.00308 -0.0870 0.6733 0.7284 2.000 0.6312 0.00847 0.00312 -0.0865 0.6547 0.7420 2.500 0.6847 0.00853 0.00318 -0.0859 0.6355 0.7551 3.000 0.7377 0.00864 0.00328 -0.0852 0.6147 0.7699 3.500 0.7892 0.00875 0.00341 -0.0842 0.5903 0.7859 4.000 0.8384 0.00891 0.00358 -0.0829 0.5599 0.8023 4.500 0.8850 0.00917 0.00380 -0.0810 0.5242 0.8216 5.000 0.9281 0.00953 0.00409 -0.0785 0.4822 0.8443 5.500 0.9624 0.01005 0.00449 -0.0744 0.4244 0.8787 6.000 1.0070 0.01083 0.00509 -0.0729 0.3532 1.0000 6.500 1.0421 0.01173 0.00571 -0.0696 0.3040 1.0000 7.000 1.0686 0.01272 0.00643 -0.0648 0.2577 1.0000 7.500 1.0984 0.01355 0.00715 -0.0605 0.2303 1.0000 8.000 1.1285 0.01444 0.00793 -0.0564 0.2029 1.0000 8.500 1.1519 0.01566 0.00895 -0.0517 0.1667 1.0000 9.000 1.1777 0.01688 0.01005 -0.0476 0.1422 1.0000 9.500 1.2048 0.01812 0.01124 -0.0440 0.1226 1.0000 10.000 1.2239 0.01988 0.01283 -0.0397 0.0932 1.0000 10.500 1.2421 0.02183 0.01465 -0.0357 0.0681 1.0000 11.000 1.2571 0.02414 0.01685 -0.0318 0.0460 1.0000 11.500 1.2698 0.02677 0.01940 -0.0281 0.0284 1.0000 12.000 1.2781 0.02991 0.02249 -0.0246 0.0122 1.0000 12.500 1.2838 0.03350 0.02614 -0.0215 0.0037 1.0000 13.000 1.2977 0.03664 0.02945 -0.0194 0.0033 1.0000 13.500 1.3090 0.04023 0.03321 -0.0176 0.0030 1.0000 14.000 1.3184 0.04422 0.03739 -0.0163 0.0029 1.0000 14.500 1.3254 0.04874 0.04212 -0.0154 0.0029 1.0000 15.000 1.3286 0.05397 0.04757 -0.0151 0.0028 1.0000 15.500 1.3284 0.06000 0.05384 -0.0155 0.0028 1.0000 16.000 1.3228 0.06715 0.06124 -0.0168 0.0027 1.0000 16.500 1.3146 0.07520 0.06954 -0.0189 0.0027 1.0000 17.000 1.3018 0.08447 0.07908 -0.0221 0.0027 1.0000 17.500 1.2836 0.09526 0.09015 -0.0266 0.0027 1.0000 18.000 1.2611 0.10735 0.10252 -0.0322 0.0027 1.0000 18.500 1.2370 0.12029 0.11573 -0.0388 0.0027 1.0000 19.000 1.2143 0.13330 0.12899 -0.0458 0.0028 1.0000 19.500 1.1922 0.14640 0.14232 -0.0533 0.0028 1.0000 20.000 1.1735 0.15896 0.15509 -0.0607 0.0028 1.0000 20.500 1.1580 0.17097 0.16727 -0.0679 0.0028 1.0000 21.000 1.1475 0.18195 0.17839 -0.0747 0.0028 1.0000 21.500 1.1410 0.19198 0.18854 -0.0811 0.0029 1.0000 22.000 1.1386 0.20105 0.19771 -0.0870 0.0029 1.0000 22.500 1.1398 0.20919 0.20593 -0.0924 0.0029 1.0000 23.000 1.1434 0.21665 0.21347 -0.0975 0.0029 1.0000 23.500 1.1479 0.22377 0.22067 -0.1024 0.0029 1.0000 24.000 1.1524 0.23088 0.22787 -0.1075 0.0029 1.0000 24.500 1.1561 0.23815 0.23524 -0.1126 0.0030 1.0000 25.000 1.1591 0.24560 0.24278 -0.1180 0.0030 1.0000 25.500 1.1593 0.25420 0.25150 -0.1239 0.0030 1.0000 26.000 1.1549 0.26469 0.26216 -0.1306 0.0031 1.0000