XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.0/15 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 0.4104 0.00865 0.00321 -0.0873 0.7023 0.6715 0.500 0.4653 0.00865 0.00324 -0.0869 0.6890 0.6870 1.000 0.5213 0.00874 0.00328 -0.0867 0.6768 0.7002 1.500 0.5762 0.00875 0.00329 -0.0864 0.6626 0.7116 2.000 0.6306 0.00881 0.00335 -0.0860 0.6461 0.7238 2.500 0.6838 0.00885 0.00341 -0.0853 0.6275 0.7355 3.000 0.7368 0.00895 0.00349 -0.0847 0.6084 0.7485 3.500 0.7881 0.00907 0.00362 -0.0837 0.5862 0.7624 4.000 0.8377 0.00922 0.00378 -0.0824 0.5597 0.7761 4.500 0.8840 0.00950 0.00398 -0.0805 0.5275 0.7920 5.000 0.9282 0.00983 0.00427 -0.0783 0.4899 0.8091 5.500 0.9673 0.01028 0.00465 -0.0751 0.4482 0.8288 6.000 0.9989 0.01084 0.00511 -0.0706 0.4011 0.8549 6.500 1.0202 0.01142 0.00565 -0.0641 0.3465 0.9142 8.000 1.1136 0.01430 0.00801 -0.0532 0.2389 1.0000 8.500 1.1413 0.01533 0.00895 -0.0492 0.2145 1.0000 9.000 1.1678 0.01649 0.01003 -0.0453 0.1930 1.0000 9.500 1.1921 0.01785 0.01129 -0.0415 0.1675 1.0000 10.000 1.2160 0.01935 0.01270 -0.0378 0.1472 1.0000 10.500 1.2381 0.02104 0.01432 -0.0343 0.1276 1.0000 11.000 1.2613 0.02279 0.01605 -0.0312 0.1106 1.0000 11.500 1.2795 0.02495 0.01813 -0.0280 0.0914 1.0000 12.000 1.2928 0.02760 0.02066 -0.0247 0.0682 1.0000 12.500 1.3043 0.03053 0.02354 -0.0218 0.0511 1.0000 13.000 1.3149 0.03375 0.02673 -0.0192 0.0377 1.0000 13.500 1.3209 0.03756 0.03054 -0.0169 0.0248 1.0000 14.000 1.3203 0.04227 0.03524 -0.0149 0.0116 1.0000 14.500 1.3158 0.04778 0.04084 -0.0136 0.0041 1.0000 15.000 1.3205 0.05271 0.04594 -0.0131 0.0036 1.0000 15.500 1.3229 0.05823 0.05166 -0.0131 0.0033 1.0000 16.000 1.3221 0.06446 0.05810 -0.0138 0.0031 1.0000 16.500 1.3192 0.07135 0.06522 -0.0152 0.0031 1.0000 17.000 1.3105 0.07946 0.07358 -0.0174 0.0030 1.0000 17.500 1.2999 0.08834 0.08270 -0.0205 0.0029 1.0000 18.000 1.2847 0.09837 0.09300 -0.0245 0.0029 1.0000 18.500 1.2680 0.10909 0.10398 -0.0293 0.0029 1.0000 19.000 1.2491 0.12057 0.11571 -0.0349 0.0029 1.0000 19.500 1.2285 0.13266 0.12805 -0.0413 0.0029 1.0000 20.000 1.2093 0.14466 0.14028 -0.0480 0.0029 1.0000 20.500 1.1911 0.15657 0.15241 -0.0549 0.0029 1.0000 21.000 1.1739 0.16848 0.16452 -0.0621 0.0029 1.0000 21.500 1.1611 0.17953 0.17575 -0.0689 0.0029 1.0000 22.000 1.1492 0.19049 0.18687 -0.0758 0.0029 1.0000 22.500 1.1392 0.20110 0.19762 -0.0826 0.0030 1.0000 23.000 1.1338 0.21071 0.20735 -0.0889 0.0030 1.0000 23.500 1.1316 0.21958 0.21632 -0.0948 0.0030 1.0000 24.000 1.1330 0.22748 0.22430 -0.1002 0.0030 1.0000 24.500 1.1372 0.23453 0.23141 -0.1052 0.0030 1.0000 25.000 1.1429 0.24108 0.23801 -0.1100 0.0030 1.0000 25.500 1.1494 0.24731 0.24431 -0.1147 0.0030 1.0000 26.000 1.1561 0.25340 0.25048 -0.1194 0.0031 1.0000 26.500 1.1621 0.25965 0.25680 -0.1242 0.0031 1.0000 27.000 1.1657 0.26664 0.26390 -0.1293 0.0031 1.0000 27.500 1.1648 0.27527 0.27268 -0.1353 0.0032 1.0000