HAM-STD HS1-430 AIRFOIL (hs1430-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HAM-STD HS1-430 AIRFOIL (hs1430-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 29.15 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-hs1430-il-1000000-n5.txt Download as CSV file: xf-hs1430-il-1000000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: HAM-STD HS1-430 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 1.000 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.750 -1.1505 0.05076 0.04535 -0.1329 0.9454 0.0926
-19.500 -1.1449 0.04868 0.04322 -0.1332 0.9433 0.0935
-19.250 -1.1404 0.04652 0.04100 -0.1333 0.9412 0.0944
-19.000 -1.1330 0.04469 0.03911 -0.1334 0.9392 0.0953
-18.750 -1.1302 0.04251 0.03687 -0.1332 0.9366 0.0965
-18.500 -1.1228 0.04078 0.03511 -0.1330 0.9334 0.0978
-18.250 -1.1160 0.03901 0.03330 -0.1328 0.9297 0.0990
-17.750 -1.0940 0.03623 0.03043 -0.1323 0.9221 0.1013
-17.500 -1.0824 0.03491 0.02904 -0.1320 0.9192 0.1023
-17.250 -1.0693 0.03377 0.02782 -0.1316 0.9141 0.1032
-17.000 -1.0589 0.03243 0.02645 -0.1311 0.9084 0.1046
-16.750 -1.0480 0.03129 0.02521 -0.1302 0.8807 0.1059
-16.500 -1.0444 0.03099 0.02416 -0.1272 0.7180 0.1072
-16.250 -1.0331 0.03014 0.02312 -0.1262 0.6744 0.1087
-16.000 -1.0282 0.03037 0.02234 -0.1237 0.3888 0.1098
-15.750 -1.0154 0.02993 0.02153 -0.1226 0.2341 0.1109
-15.500 -1.0018 0.02910 0.02063 -0.1217 0.2199 0.1120
-15.250 -0.9878 0.02830 0.01980 -0.1208 0.2183 0.1135
-15.000 -0.9737 0.02754 0.01901 -0.1198 0.2170 0.1149
-14.750 -0.9588 0.02685 0.01829 -0.1188 0.2157 0.1163
-14.500 -0.9425 0.02625 0.01765 -0.1179 0.2147 0.1177
-14.250 -0.9264 0.02567 0.01703 -0.1170 0.2141 0.1191
-13.750 -0.8933 0.02460 0.01590 -0.1149 0.2130 0.1218
-13.500 -0.8777 0.02405 0.01533 -0.1137 0.2128 0.1234
-13.250 -0.8613 0.02356 0.01482 -0.1125 0.2125 0.1249
-13.000 -0.8437 0.02313 0.01437 -0.1114 0.2124 0.1264
-12.750 -0.8262 0.02273 0.01393 -0.1102 0.2122 0.1278
-12.500 -0.8087 0.02234 0.01351 -0.1090 0.2120 0.1292
-12.250 -0.7905 0.02199 0.01314 -0.1078 0.2116 0.1305
-12.000 -0.7733 0.02162 0.01275 -0.1065 0.2112 0.1323
-11.750 -0.7562 0.02127 0.01239 -0.1050 0.2109 0.1340
-11.500 -0.7387 0.02095 0.01206 -0.1036 0.2105 0.1355
-11.250 -0.7200 0.02068 0.01176 -0.1023 0.2103 0.1370
-11.000 -0.7014 0.02043 0.01148 -0.1010 0.2100 0.1385
-10.750 -0.6830 0.02019 0.01122 -0.0996 0.2098 0.1397
-10.500 -0.6661 0.01992 0.01092 -0.0979 0.2096 0.1411
-10.250 -0.6486 0.01967 0.01066 -0.0962 0.2095 0.1427
-10.000 -0.6313 0.01944 0.01043 -0.0945 0.2094 0.1442
-9.750 -0.6144 0.01923 0.01020 -0.0926 0.2093 0.1458
-9.500 -0.5973 0.01905 0.00999 -0.0908 0.2092 0.1473
-9.250 -0.5797 0.01889 0.00981 -0.0890 0.2091 0.1485
-9.000 -0.5628 0.01874 0.00963 -0.0870 0.2090 0.1495
-8.750 -0.5470 0.01861 0.00946 -0.0847 0.2089 0.1502
-8.500 -0.5329 0.01845 0.00928 -0.0821 0.2088 0.1512
-8.250 -0.5211 0.01826 0.00909 -0.0790 0.2088 0.1527
-8.000 -0.5126 0.01810 0.00892 -0.0751 0.2087 0.1541
-7.750 -0.5084 0.01796 0.00877 -0.0702 0.2086 0.1552
-7.500 -0.5037 0.01785 0.00865 -0.0654 0.2086 0.1563
-7.250 -0.4963 0.01777 0.00855 -0.0611 0.2085 0.1574
-7.000 -0.4854 0.01769 0.00847 -0.0576 0.2085 0.1584
-6.750 -0.4719 0.01763 0.00839 -0.0547 0.2084 0.1596
-6.500 -0.4557 0.01759 0.00832 -0.0523 0.2083 0.1606
-6.250 -0.4378 0.01755 0.00826 -0.0503 0.2083 0.1615
-6.000 -0.4192 0.01750 0.00820 -0.0484 0.2083 0.1626
-5.750 -0.4002 0.01744 0.00814 -0.0467 0.2082 0.1643
-5.500 -0.3809 0.01739 0.00810 -0.0450 0.2081 0.1659
-5.250 -0.3613 0.01736 0.00808 -0.0433 0.2080 0.1678
-5.000 -0.3411 0.01734 0.00807 -0.0419 0.2079 0.1697
-4.750 -0.3202 0.01734 0.00807 -0.0405 0.2077 0.1718
-4.500 -0.2987 0.01734 0.00808 -0.0393 0.2075 0.1744
-4.250 -0.2767 0.01735 0.00812 -0.0382 0.2074 0.1783
-4.000 -0.2543 0.01738 0.00816 -0.0372 0.2073 0.1819
-3.750 -0.2321 0.01743 0.00821 -0.0361 0.2072 0.1851
-3.500 -0.2098 0.01748 0.00828 -0.0351 0.2071 0.1884
-3.250 -0.1870 0.01754 0.00835 -0.0342 0.2070 0.1916
-3.000 -0.1637 0.01762 0.00841 -0.0334 0.2069 0.1940
-2.750 -0.1403 0.01770 0.00848 -0.0326 0.2068 0.1958
-2.500 -0.1169 0.01780 0.00857 -0.0318 0.2066 0.1970
-2.250 -0.0936 0.01791 0.00866 -0.0310 0.2066 0.1979
-2.000 -0.0708 0.01801 0.00875 -0.0302 0.2065 0.1991
-1.750 -0.0481 0.01809 0.00884 -0.0293 0.2063 0.2011
-1.500 -0.0253 0.01819 0.00894 -0.0285 0.2061 0.2031
-1.250 -0.0022 0.01830 0.00906 -0.0277 0.2059 0.2047
-1.000 0.0204 0.01843 0.00920 -0.0268 0.2057 0.2061
-0.750 0.0430 0.01858 0.00935 -0.0260 0.2055 0.2073
-0.500 0.0666 0.01871 0.00948 -0.0254 0.2054 0.2085
-0.250 0.0903 0.01885 0.00962 -0.0248 0.2053 0.2097
0.000 0.1140 0.01900 0.00977 -0.0242 0.2053 0.2108
0.250 0.1374 0.01916 0.00993 -0.0235 0.2052 0.2118
0.500 0.1608 0.01934 0.01010 -0.0229 0.2051 0.2125
0.750 0.1842 0.01951 0.01028 -0.0223 0.2050 0.2137
1.000 0.2072 0.01968 0.01046 -0.0217 0.2049 0.2154
1.250 0.2301 0.01987 0.01067 -0.0210 0.2048 0.2171
1.500 0.2534 0.02007 0.01088 -0.0204 0.2047 0.2185
1.750 0.2767 0.02027 0.01109 -0.0199 0.2045 0.2198
2.000 0.2996 0.02050 0.01133 -0.0192 0.2044 0.2210
2.250 0.3223 0.02074 0.01159 -0.0186 0.2043 0.2224
2.500 0.3453 0.02098 0.01184 -0.0181 0.2041 0.2235
2.750 0.3684 0.02123 0.01211 -0.0175 0.2039 0.2249
3.000 0.3911 0.02150 0.01239 -0.0170 0.2038 0.2265
3.250 0.4134 0.02179 0.01269 -0.0163 0.2036 0.2279
3.500 0.4359 0.02209 0.01300 -0.0158 0.2034 0.2291
4.000 0.4805 0.02272 0.01368 -0.0146 0.2030 0.2346
4.250 0.5024 0.02306 0.01405 -0.0140 0.2028 0.2380
4.500 0.5247 0.02341 0.01443 -0.0135 0.2026 0.2414
4.750 0.5470 0.02377 0.01481 -0.0130 0.2024 0.2452
5.250 0.5901 0.02456 0.01568 -0.0119 0.2019 0.2581
5.500 0.6119 0.02496 0.01612 -0.0114 0.2017 0.2660
5.750 0.6336 0.02536 0.01658 -0.0110 0.2015 0.2777
6.000 0.6544 0.02580 0.01709 -0.0104 0.2012 0.2964
6.250 0.6755 0.02594 0.01765 -0.0101 0.2010 0.4161
6.500 0.6962 0.02581 0.01830 -0.0097 0.2006 0.6276
6.750 0.7175 0.02626 0.01887 -0.0093 0.2002 0.6601
7.000 0.7377 0.02682 0.01950 -0.0087 0.1999 0.6815
7.250 0.7578 0.02736 0.02014 -0.0082 0.1996 0.7083
7.500 0.7782 0.02789 0.02079 -0.0077 0.1994 0.7368
8.250 0.8309 0.02955 0.02316 -0.0042 0.1983 0.9118
8.500 0.8515 0.03007 0.02374 -0.0035 0.1978 0.9316
8.750 0.8717 0.03064 0.02435 -0.0028 0.1973 0.9455
9.000 0.8920 0.03127 0.02502 -0.0023 0.1966 0.9530
9.250 0.9122 0.03191 0.02568 -0.0018 0.1959 0.9596
9.500 0.9324 0.03257 0.02635 -0.0014 0.1953 0.9651
9.750 0.9520 0.03327 0.02706 -0.0010 0.1947 0.9692
10.000 0.9721 0.03407 0.02788 -0.0008 0.1941 0.9738
10.250 0.9928 0.03483 0.02866 -0.0007 0.1935 0.9789
10.500 1.0131 0.03558 0.02943 -0.0005 0.1929 0.9839
10.750 1.0328 0.03635 0.03020 -0.0002 0.1922 0.9876
11.000 1.0551 0.03725 0.03112 -0.0007 0.1917 0.9893
11.250 1.0795 0.03804 0.03194 -0.0016 0.1908 0.9906
11.500 1.1031 0.03881 0.03274 -0.0022 0.1895 0.9916
11.750 1.1249 0.03971 0.03370 -0.0027 0.1846 0.9928
12.000 1.1559 0.04006 0.03400 -0.0043 0.1736 0.9940
12.250 1.1840 0.04064 0.03453 -0.0057 0.1722 0.9954
12.500 1.2091 0.04148 0.03532 -0.0068 0.1704 0.9968
12.750 1.2291 0.04261 0.03641 -0.0072 0.1683 0.9980
13.000 1.2472 0.04382 0.03761 -0.0074 0.1671 0.9992
13.250 1.2615 0.04506 0.03886 -0.0070 0.1663 1.0000
13.500 1.2679 0.04636 0.04018 -0.0053 0.1657 1.0000
13.750 1.2769 0.04758 0.04141 -0.0040 0.1650 1.0000
14.000 1.2866 0.04886 0.04270 -0.0029 0.1643 1.0000
14.250 1.2915 0.05065 0.04450 -0.0016 0.1633 1.0000
14.500 1.3010 0.05212 0.04599 -0.0007 0.1627 1.0000
14.750 1.3113 0.05358 0.04747 0.0000 0.1621 1.0000
15.000 1.3195 0.05529 0.04922 0.0007 0.1615 1.0000
15.250 1.3314 0.05673 0.05068 0.0011 0.1611 1.0000
15.500 1.3437 0.05811 0.05210 0.0014 0.1605 1.0000
15.750 1.3553 0.05958 0.05360 0.0018 0.1598 1.0000
16.000 1.3615 0.06157 0.05563 0.0023 0.1587 1.0000
16.250 1.3735 0.06304 0.05714 0.0025 0.1588 1.0000
16.500 1.3830 0.06474 0.05887 0.0029 0.1581 1.0000
16.750 1.3886 0.06683 0.06099 0.0033 0.1573 1.0000
17.000 1.3951 0.06885 0.06305 0.0037 0.1568 1.0000
17.250 1.3977 0.07122 0.06543 0.0043 0.1556 1.0000
17.500 1.4067 0.07305 0.06730 0.0044 0.1554 1.0000
17.750 1.4170 0.07479 0.06910 0.0043 0.1549 1.0000
18.000 1.4280 0.07644 0.07079 0.0042 0.1545 1.0000
18.250 1.4394 0.07804 0.07243 0.0041 0.1540 1.0000
18.500 1.4484 0.07991 0.07435 0.0040 0.1534 1.0000
18.750 1.4555 0.08198 0.07647 0.0039 0.1527 1.0000
19.000 1.4647 0.08382 0.07835 0.0038 0.1520 1.0000
19.250 1.4734 0.08572 0.08029 0.0036 0.1511 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HAM-STD HS1-430 AIRFOIL (hs1430-il)