XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.5/14 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 0.4831 0.00841 0.00297 -0.1035 0.7107 0.6536 0.500 0.5384 0.00844 0.00306 -0.1033 0.6997 0.6716 1.000 0.5946 0.00853 0.00308 -0.1032 0.6871 0.6874 1.500 0.6492 0.00856 0.00312 -0.1028 0.6714 0.7036 2.000 0.7032 0.00859 0.00319 -0.1023 0.6549 0.7199 2.500 0.7560 0.00864 0.00326 -0.1015 0.6332 0.7356 3.000 0.8082 0.00873 0.00335 -0.1007 0.6098 0.7521 3.500 0.8576 0.00891 0.00349 -0.0993 0.5779 0.7710 4.000 0.9036 0.00921 0.00368 -0.0974 0.5329 0.7893 4.500 0.9391 0.00990 0.00408 -0.0936 0.4645 0.8086 6.000 1.0317 0.01220 0.00580 -0.0804 0.2797 1.0000 6.500 1.0652 0.01298 0.00645 -0.0768 0.2525 1.0000 7.000 1.0994 0.01376 0.00711 -0.0735 0.2223 1.0000 8.000 1.1461 0.01640 0.00924 -0.0641 0.1423 1.0000 8.500 1.1754 0.01756 0.01033 -0.0606 0.1231 1.0000 9.000 1.1994 0.01907 0.01167 -0.0568 0.0953 1.0000 9.500 1.1946 0.02245 0.01456 -0.0500 0.0252 1.0000 10.000 1.2121 0.02470 0.01675 -0.0463 0.0066 1.0000 10.500 1.2336 0.02682 0.01893 -0.0433 0.0023 1.0000 11.000 1.2571 0.02888 0.02111 -0.0407 0.0020 1.0000 11.500 1.2788 0.03119 0.02355 -0.0383 0.0019 1.0000 12.000 1.2977 0.03383 0.02635 -0.0360 0.0018 1.0000 12.500 1.3134 0.03689 0.02959 -0.0339 0.0018 1.0000 13.000 1.3272 0.04030 0.03318 -0.0321 0.0018 1.0000 13.500 1.3370 0.04432 0.03740 -0.0306 0.0018 1.0000 14.000 1.3436 0.04892 0.04221 -0.0295 0.0018 1.0000 14.500 1.3463 0.05430 0.04781 -0.0290 0.0018 1.0000 15.000 1.3449 0.06055 0.05430 -0.0292 0.0018 1.0000 15.500 1.3381 0.06804 0.06205 -0.0304 0.0018 1.0000 16.000 1.3296 0.07636 0.07062 -0.0325 0.0018 1.0000 16.500 1.3158 0.08614 0.08067 -0.0359 0.0018 1.0000 17.000 1.2981 0.09711 0.09191 -0.0403 0.0018 1.0000 17.500 1.2790 0.10882 0.10389 -0.0456 0.0018 1.0000 18.000 1.2596 0.12110 0.11642 -0.0517 0.0018 1.0000 18.500 1.2409 0.13353 0.12910 -0.0582 0.0018 1.0000 19.000 1.2249 0.14549 0.14127 -0.0648 0.0018 1.0000 19.500 1.2112 0.15707 0.15303 -0.0715 0.0019 1.0000 20.000 1.2020 0.16779 0.16392 -0.0779 0.0019 1.0000 20.500 1.1952 0.17799 0.17426 -0.0842 0.0019 1.0000 21.000 1.1915 0.18743 0.18383 -0.0902 0.0019 1.0000 21.500 1.1906 0.19620 0.19271 -0.0959 0.0020 1.0000 22.000 1.1915 0.20449 0.20112 -0.1014 0.0020 1.0000 22.500 1.1935 0.21252 0.20925 -0.1068 0.0020 1.0000 23.000 1.1965 0.22024 0.21709 -0.1121 0.0021 1.0000 23.500 1.1989 0.22808 0.22506 -0.1175 0.0021 1.0000 24.000 1.1999 0.23632 0.23344 -0.1233 0.0022 1.0000 24.500 1.1988 0.24529 0.24256 -0.1294 0.0022 1.0000 25.000 1.1927 0.25611 0.25357 -0.1365 0.0023 1.0000 25.500 1.1695 0.27434 0.27204 -0.1467 0.0025 1.0000