XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.5/12 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 0.4792 0.00777 0.00276 -0.1033 0.7395 0.7304 0.500 0.5346 0.00781 0.00274 -0.1030 0.7240 0.7457 1.000 0.5895 0.00784 0.00271 -0.1027 0.7082 0.7593 1.500 0.6439 0.00787 0.00274 -0.1023 0.6916 0.7743 2.000 0.6979 0.00793 0.00279 -0.1018 0.6725 0.7903 2.500 0.7510 0.00800 0.00288 -0.1011 0.6524 0.8080 3.000 0.8025 0.00808 0.00297 -0.1002 0.6281 0.8281 3.500 0.8519 0.00817 0.00310 -0.0987 0.5984 0.8535 4.000 0.8958 0.00825 0.00323 -0.0961 0.5574 0.9030 5.000 0.9805 0.01012 0.00418 -0.0920 0.3680 1.0000 5.500 1.0202 0.01106 0.00480 -0.0894 0.3075 1.0000 6.000 1.0571 0.01209 0.00551 -0.0864 0.2587 1.0000 6.500 1.0996 0.01276 0.00611 -0.0843 0.2349 1.0000 7.000 1.1387 0.01351 0.00674 -0.0817 0.2047 1.0000 7.500 1.1724 0.01430 0.00742 -0.0780 0.1737 1.0000 8.000 1.2001 0.01538 0.00830 -0.0735 0.1354 1.0000 8.500 1.2195 0.01698 0.00961 -0.0681 0.0872 1.0000 9.000 1.2359 0.01890 0.01126 -0.0626 0.0441 1.0000 9.500 1.2414 0.02165 0.01376 -0.0562 0.0037 1.0000 10.000 1.2670 0.02325 0.01550 -0.0526 0.0031 1.0000 10.500 1.2908 0.02503 0.01746 -0.0492 0.0029 1.0000 11.000 1.3113 0.02715 0.01977 -0.0457 0.0027 1.0000 11.500 1.3285 0.02964 0.02247 -0.0424 0.0027 1.0000 12.000 1.3417 0.03260 0.02564 -0.0392 0.0026 1.0000 12.500 1.3505 0.03615 0.02941 -0.0364 0.0026 1.0000 13.000 1.3534 0.04049 0.03400 -0.0339 0.0026 1.0000 13.500 1.3514 0.04571 0.03947 -0.0322 0.0026 1.0000 14.000 1.3451 0.05194 0.04595 -0.0314 0.0026 1.0000 14.500 1.3336 0.05949 0.05377 -0.0318 0.0026 1.0000 15.000 1.3184 0.06835 0.06290 -0.0336 0.0026 1.0000 15.500 1.3020 0.07830 0.07311 -0.0367 0.0027 1.0000 16.000 1.2840 0.08932 0.08440 -0.0410 0.0027 1.0000 16.500 1.2660 0.10097 0.09631 -0.0462 0.0027 1.0000 17.000 1.2509 0.11249 0.10807 -0.0517 0.0028 1.0000 17.500 1.2385 0.12369 0.11949 -0.0573 0.0028 1.0000 18.000 1.2289 0.13440 0.13041 -0.0628 0.0029 1.0000 18.500 1.2212 0.14485 0.14108 -0.0686 0.0029 1.0000 19.000 1.2133 0.15542 0.15187 -0.0747 0.0030 1.0000 19.500 1.2047 0.16636 0.16303 -0.0813 0.0031 1.0000 20.000 1.1946 0.17783 0.17472 -0.0886 0.0031 1.0000 20.500 1.1835 0.18988 0.18699 -0.0964 0.0032 1.0000 21.000 1.1703 0.20294 0.20026 -0.1048 0.0033 1.0000 21.500 1.1542 0.21735 0.21486 -0.1140 0.0034 1.0000 22.000 1.1442 0.23133 0.22902 -0.1225 0.0035 1.0000