XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: HQ 3.5/18 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 0.4734 0.00958 0.00390 -0.0996 0.6708 0.6169 0.500 0.5303 0.00963 0.00388 -0.0997 0.6610 0.6276 1.000 0.5852 0.00965 0.00394 -0.0995 0.6507 0.6370 1.500 0.6400 0.00967 0.00393 -0.0991 0.6386 0.6474 2.000 0.6932 0.00971 0.00401 -0.0986 0.6253 0.6587 2.500 0.7452 0.00980 0.00405 -0.0977 0.6086 0.6723 3.000 0.7944 0.00988 0.00414 -0.0963 0.5884 0.6857 3.500 0.8417 0.01003 0.00425 -0.0946 0.5651 0.6986 4.000 0.8851 0.01023 0.00445 -0.0922 0.5368 0.7117 5.000 0.9533 0.01104 0.00506 -0.0840 0.4770 0.7394 5.500 0.9805 0.01150 0.00548 -0.0787 0.4537 0.7521 6.000 1.0089 0.01213 0.00605 -0.0738 0.4323 0.7655 6.500 1.0352 0.01278 0.00671 -0.0688 0.4103 0.7794 7.000 1.0623 0.01343 0.00739 -0.0642 0.3846 0.7940 7.500 1.0714 0.01464 0.00843 -0.0571 0.3362 0.8116 8.000 1.0856 0.01593 0.00968 -0.0512 0.3123 0.8336 8.500 1.1051 0.01703 0.01090 -0.0463 0.2950 0.8730 9.000 1.1486 0.01828 0.01226 -0.0467 0.2789 1.0000 9.500 1.1778 0.01964 0.01358 -0.0442 0.2626 1.0000 10.000 1.2007 0.02136 0.01521 -0.0412 0.2397 1.0000 10.500 1.2243 0.02315 0.01694 -0.0384 0.2164 1.0000 11.000 1.2430 0.02534 0.01903 -0.0355 0.1931 1.0000 11.500 1.2622 0.02763 0.02128 -0.0329 0.1790 1.0000 12.000 1.2791 0.03020 0.02382 -0.0304 0.1658 1.0000 12.500 1.2943 0.03302 0.02660 -0.0280 0.1537 1.0000 13.000 1.3141 0.03565 0.02924 -0.0263 0.1418 1.0000 13.500 1.3338 0.03840 0.03204 -0.0248 0.1330 1.0000 14.000 1.3500 0.04154 0.03519 -0.0233 0.1238 1.0000 14.500 1.3683 0.04462 0.03833 -0.0222 0.1151 1.0000 15.000 1.3853 0.04795 0.04174 -0.0213 0.1102 1.0000 15.500 1.3920 0.05240 0.04616 -0.0205 0.0931 1.0000 16.000 1.3977 0.05718 0.05095 -0.0200 0.0803 1.0000 16.500 1.3930 0.06330 0.05704 -0.0199 0.0617 1.0000 17.000 1.3750 0.07140 0.06510 -0.0205 0.0417 1.0000 17.500 1.3661 0.07887 0.07266 -0.0218 0.0338 1.0000 18.000 1.3557 0.08693 0.08083 -0.0237 0.0278 1.0000 18.500 1.3447 0.09537 0.08943 -0.0262 0.0235 1.0000 19.000 1.3375 0.10352 0.09774 -0.0290 0.0207 1.0000 19.500 1.3232 0.11295 0.10732 -0.0327 0.0166 1.0000 20.000 1.3128 0.12199 0.11654 -0.0367 0.0142 1.0000 20.500 1.3018 0.13134 0.12607 -0.0412 0.0128 1.0000 21.000 1.2819 0.14220 0.13707 -0.0468 0.0082 1.0000 21.500 1.2505 0.15525 0.15026 -0.0539 0.0036 1.0000 22.000 1.2398 0.16468 0.15985 -0.0594 0.0034 1.0000 22.500 1.2300 0.17392 0.16925 -0.0650 0.0032 1.0000 23.000 1.2214 0.18298 0.17846 -0.0707 0.0030 1.0000 23.500 1.2130 0.19204 0.18766 -0.0765 0.0028 1.0000 24.000 1.2084 0.20033 0.19609 -0.0820 0.0027 1.0000 24.500 1.2045 0.20844 0.20433 -0.0875 0.0026 1.0000 25.000 1.2021 0.21622 0.21223 -0.0930 0.0026 1.0000 25.500 1.2001 0.22389 0.22002 -0.0984 0.0025 1.0000 26.000 1.1977 0.23161 0.22787 -0.1040 0.0025 1.0000 26.500 1.1962 0.23913 0.23550 -0.1095 0.0025 1.0000 27.000 1.1941 0.24679 0.24328 -0.1151 0.0025 1.0000 27.500 1.1936 0.25408 0.25068 -0.1206 0.0025 1.0000 28.000 1.1890 0.26251 0.25923 -0.1267 0.0024 1.0000 28.500 1.1888 0.26977 0.26659 -0.1321 0.0025 1.0000 29.000 1.1896 0.27674 0.27364 -0.1375 0.0025 1.0000 29.500 1.1924 0.28308 0.28005 -0.1426 0.0025 1.0000 30.000 1.1967 0.28893 0.28596 -0.1475 0.0025 1.0000 30.500 1.2030 0.29409 0.29116 -0.1521 0.0025 1.0000 31.000 1.2105 0.29866 0.29577 -0.1566 0.0024 1.0000 31.500 1.2177 0.30321 0.30037 -0.1611 0.0024 1.0000 32.000 1.2231 0.30824 0.30546 -0.1658 0.0025 1.0000 32.500 1.2281 0.31339 0.31068 -0.1706 0.0025 1.0000 33.000 1.2310 0.31924 0.31663 -0.1758 0.0025 1.0000