HAM-STD HS1-430 AIRFOIL (hs1430-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HAM-STD HS1-430 AIRFOIL (hs1430-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 23.59 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-hs1430-il-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-hs1430-il-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.750 -0.9821 0.06917 0.06334 -0.1337 0.9720 0.1041
-19.500 -0.9914 0.06527 0.05937 -0.1346 0.9706 0.1052
-19.250 -0.9966 0.06182 0.05585 -0.1355 0.9694 0.1064
-19.000 -0.9971 0.05890 0.05286 -0.1363 0.9682 0.1076
-18.750 -0.9950 0.05624 0.05013 -0.1370 0.9670 0.1088
-18.500 -0.9909 0.05379 0.04760 -0.1376 0.9658 0.1101
-18.250 -0.9826 0.05174 0.04548 -0.1382 0.9647 0.1112
-18.000 -0.9794 0.04923 0.04291 -0.1387 0.9635 0.1125
-17.750 -0.9727 0.04705 0.04071 -0.1392 0.9623 0.1138
-17.500 -0.9663 0.04505 0.03866 -0.1394 0.9611 0.1152
-17.250 -0.9603 0.04350 0.03707 -0.1387 0.9589 0.1165
-17.000 -0.9529 0.04193 0.03545 -0.1382 0.9568 0.1178
-16.750 -0.9419 0.04058 0.03404 -0.1380 0.9548 0.1190
-16.500 -0.9290 0.03931 0.03272 -0.1378 0.9532 0.1202
-16.250 -0.9188 0.03773 0.03110 -0.1376 0.9509 0.1215
-16.000 -0.9056 0.03629 0.02964 -0.1377 0.9487 0.1230
-15.750 -0.8966 0.03507 0.02840 -0.1367 0.9451 0.1244
-15.500 -0.8845 0.03399 0.02728 -0.1360 0.9415 0.1259
-15.250 -0.8694 0.03296 0.02621 -0.1356 0.9388 0.1274
-15.000 -0.8530 0.03195 0.02515 -0.1354 0.9368 0.1288
-14.750 -0.8376 0.03113 0.02428 -0.1348 0.9339 0.1300
-14.500 -0.8277 0.03018 0.02333 -0.1334 0.9292 0.1313
-14.250 -0.8133 0.02924 0.02237 -0.1327 0.9251 0.1328
-14.000 -0.7972 0.02843 0.02154 -0.1320 0.9220 0.1344
-13.750 -0.7801 0.02765 0.02073 -0.1315 0.9191 0.1360
-13.500 -0.7605 0.02693 0.01997 -0.1312 0.9161 0.1376
-13.250 -0.7399 0.02626 0.01924 -0.1311 0.9126 0.1391
-13.000 -0.7253 0.02571 0.01866 -0.1297 0.9074 0.1402
-12.750 -0.7119 0.02506 0.01801 -0.1282 0.8999 0.1417
-12.500 -0.6976 0.02448 0.01742 -0.1267 0.8882 0.1431
-12.250 -0.6752 0.02378 0.01664 -0.1267 0.8756 0.1449
-12.000 -0.6538 0.02319 0.01595 -0.1263 0.8523 0.1465
-11.750 -0.6326 0.02273 0.01531 -0.1257 0.8222 0.1481
-11.500 -0.6155 0.02246 0.01479 -0.1242 0.7839 0.1494
-11.250 -0.5984 0.02222 0.01437 -0.1228 0.7615 0.1506
-11.000 -0.5845 0.02181 0.01388 -0.1209 0.7452 0.1521
-10.750 -0.5689 0.02143 0.01345 -0.1192 0.7315 0.1536
-10.500 -0.5536 0.02111 0.01305 -0.1175 0.7182 0.1550
-10.250 -0.5370 0.02081 0.01268 -0.1159 0.7049 0.1565
-10.000 -0.5206 0.02058 0.01236 -0.1141 0.6909 0.1580
-9.750 -0.5043 0.02038 0.01206 -0.1123 0.6738 0.1595
-9.500 -0.4878 0.02018 0.01176 -0.1105 0.6604 0.1608
-9.250 -0.4710 0.01999 0.01148 -0.1087 0.6471 0.1620
-9.000 -0.4573 0.01973 0.01118 -0.1064 0.6337 0.1636
-8.750 -0.4442 0.01953 0.01092 -0.1038 0.6178 0.1651
-8.500 -0.4301 0.01933 0.01067 -0.1014 0.6059 0.1667
-8.250 -0.4165 0.01918 0.01047 -0.0988 0.5912 0.1684
-8.000 -0.4061 0.01911 0.01029 -0.0955 0.5664 0.1699
-7.750 -0.4316 0.02009 0.01052 -0.0849 0.3997 0.1707
-7.500 -0.4418 0.02062 0.01062 -0.0774 0.2874 0.1717
-7.250 -0.4490 0.02067 0.01055 -0.0702 0.2581 0.1728
-7.000 -0.4505 0.02063 0.01046 -0.0642 0.2481 0.1740
-6.750 -0.4420 0.02057 0.01038 -0.0603 0.2425 0.1757
-6.500 -0.4296 0.02051 0.01032 -0.0572 0.2394 0.1776
-6.250 -0.4148 0.02045 0.01026 -0.0546 0.2371 0.1798
-6.000 -0.3984 0.02041 0.01020 -0.0523 0.2353 0.1821
-5.750 -0.3813 0.02038 0.01014 -0.0502 0.2334 0.1843
-5.500 -0.3640 0.02035 0.01010 -0.0481 0.2321 0.1863
-5.250 -0.3462 0.02032 0.01007 -0.0462 0.2310 0.1886
-4.750 -0.3075 0.02031 0.01003 -0.0429 0.2294 0.1936
-4.500 -0.2869 0.02033 0.01002 -0.0415 0.2288 0.1958
-4.250 -0.2660 0.02037 0.01002 -0.0402 0.2283 0.1977
-4.000 -0.2462 0.02036 0.01000 -0.0387 0.2279 0.1995
-3.750 -0.2265 0.02032 0.00998 -0.0372 0.2274 0.2014
-3.500 -0.2061 0.02032 0.00998 -0.0358 0.2269 0.2033
-3.250 -0.1852 0.02034 0.01000 -0.0345 0.2263 0.2052
-3.000 -0.1638 0.02037 0.01002 -0.0334 0.2258 0.2071
-2.750 -0.1424 0.02043 0.01007 -0.0322 0.2253 0.2091
-2.500 -0.1209 0.02050 0.01013 -0.0311 0.2249 0.2108
-2.250 -0.0989 0.02059 0.01019 -0.0301 0.2246 0.2123
-2.000 -0.0773 0.02064 0.01024 -0.0290 0.2243 0.2140
-1.750 -0.0558 0.02068 0.01029 -0.0279 0.2241 0.2160
-1.500 -0.0344 0.02075 0.01038 -0.0269 0.2237 0.2179
-1.250 -0.0128 0.02084 0.01047 -0.0258 0.2235 0.2198
-1.000 0.0090 0.02095 0.01059 -0.0249 0.2232 0.2218
-0.750 0.0311 0.02106 0.01071 -0.0240 0.2230 0.2237
-0.500 0.0532 0.02120 0.01084 -0.0231 0.2227 0.2255
-0.250 0.0751 0.02136 0.01099 -0.0222 0.2225 0.2271
0.000 0.0971 0.02153 0.01115 -0.0213 0.2222 0.2285
0.500 0.1401 0.02186 0.01150 -0.0194 0.2216 0.2326
0.750 0.1616 0.02205 0.01170 -0.0185 0.2214 0.2347
1.000 0.1832 0.02225 0.01191 -0.0176 0.2210 0.2367
1.250 0.2051 0.02245 0.01213 -0.0168 0.2208 0.2388
1.500 0.2268 0.02268 0.01237 -0.0159 0.2205 0.2411
1.750 0.2485 0.02292 0.01262 -0.0151 0.2203 0.2434
2.000 0.2705 0.02317 0.01288 -0.0144 0.2202 0.2457
2.250 0.2922 0.02344 0.01316 -0.0136 0.2200 0.2480
2.500 0.3134 0.02371 0.01345 -0.0128 0.2198 0.2513
2.750 0.3348 0.02398 0.01376 -0.0121 0.2196 0.2555
3.000 0.3562 0.02427 0.01408 -0.0113 0.2195 0.2598
3.250 0.3772 0.02459 0.01443 -0.0105 0.2193 0.2644
3.500 0.3984 0.02493 0.01480 -0.0098 0.2191 0.2695
3.750 0.4196 0.02525 0.01517 -0.0091 0.2189 0.2782
4.000 0.4405 0.02559 0.01557 -0.0084 0.2187 0.2891
4.250 0.4610 0.02593 0.01600 -0.0077 0.2184 0.3075
4.500 0.4815 0.02616 0.01644 -0.0070 0.2182 0.3540
4.750 0.5009 0.02613 0.01689 -0.0063 0.2181 0.4749
5.000 0.5187 0.02606 0.01745 -0.0052 0.2178 0.6285
5.250 0.5386 0.02644 0.01801 -0.0044 0.2176 0.6746
5.500 0.5588 0.02685 0.01856 -0.0037 0.2173 0.7074
5.750 0.5790 0.02726 0.01912 -0.0029 0.2171 0.7399
6.000 0.5984 0.02772 0.01974 -0.0020 0.2169 0.7734
6.250 0.6162 0.02817 0.02048 -0.0007 0.2166 0.8310
6.500 0.6332 0.02878 0.02131 0.0011 0.2164 0.8924
6.750 0.6523 0.02947 0.02206 0.0021 0.2161 0.9195
7.000 0.6718 0.03021 0.02282 0.0029 0.2159 0.9366
7.250 0.6901 0.03092 0.02353 0.0038 0.2155 0.9484
7.500 0.7121 0.03168 0.02429 0.0039 0.2151 0.9554
7.750 0.7326 0.03247 0.02508 0.0042 0.2146 0.9625
8.000 0.7493 0.03327 0.02587 0.0052 0.2141 0.9691
8.250 0.7738 0.03415 0.02673 0.0045 0.2136 0.9734
8.500 0.7985 0.03502 0.02759 0.0038 0.2132 0.9783
8.750 0.8222 0.03585 0.02842 0.0033 0.2129 0.9826
9.000 0.8439 0.03668 0.02926 0.0031 0.2126 0.9859
9.250 0.8663 0.03751 0.03010 0.0028 0.2122 0.9883
9.500 0.8934 0.03840 0.03100 0.0014 0.2115 0.9896
9.750 0.9244 0.03941 0.03203 -0.0009 0.2107 0.9912
10.000 0.9538 0.04046 0.03308 -0.0029 0.2099 0.9930
10.250 0.9782 0.04147 0.03410 -0.0039 0.2092 0.9945
10.500 1.0013 0.04245 0.03509 -0.0047 0.2086 0.9959
10.750 1.0237 0.04342 0.03606 -0.0054 0.2079 0.9973
11.000 1.0458 0.04439 0.03703 -0.0060 0.2072 0.9985
11.250 1.0671 0.04539 0.03801 -0.0065 0.2067 0.9996
11.500 1.0818 0.04625 0.03887 -0.0056 0.2061 1.0000
11.750 1.0932 0.04693 0.03953 -0.0040 0.2056 1.0000
12.000 1.1047 0.04766 0.04028 -0.0025 0.2051 1.0000
12.250 1.1165 0.04840 0.04106 -0.0011 0.2046 1.0000
12.500 1.1277 0.04924 0.04194 0.0002 0.2040 1.0000
12.750 1.1387 0.05016 0.04289 0.0015 0.2033 1.0000
13.000 1.1508 0.05104 0.04380 0.0026 0.2024 1.0000
13.250 1.1635 0.05191 0.04470 0.0036 0.2016 1.0000
13.500 1.1768 0.05282 0.04562 0.0045 0.2009 1.0000
13.750 1.1895 0.05386 0.04668 0.0052 0.2002 1.0000
14.000 1.2030 0.05490 0.04773 0.0059 0.1995 1.0000
14.250 1.2174 0.05588 0.04871 0.0064 0.1988 1.0000
14.500 1.2318 0.05694 0.04980 0.0067 0.1981 1.0000
14.750 1.2457 0.05815 0.05108 0.0070 0.1971 1.0000
15.000 1.2580 0.05955 0.05257 0.0073 0.1958 1.0000
15.250 1.2714 0.06085 0.05393 0.0075 0.1943 1.0000
15.500 1.2853 0.06212 0.05525 0.0076 0.1929 1.0000
15.750 1.2994 0.06340 0.05657 0.0077 0.1914 1.0000
16.000 1.3145 0.06461 0.05788 0.0077 0.1893 1.0000
16.250 1.3321 0.06555 0.05894 0.0076 0.1842 1.0000
16.500 1.3459 0.06695 0.06037 0.0075 0.1774 1.0000
16.750 1.3570 0.06870 0.06212 0.0073 0.1752 1.0000
17.000 1.3649 0.07083 0.06426 0.0072 0.1732 1.0000
17.250 1.3735 0.07281 0.06623 0.0072 0.1719 1.0000
17.500 1.3796 0.07505 0.06847 0.0072 0.1704 1.0000
17.750 1.3823 0.07761 0.07103 0.0073 0.1690 1.0000
18.000 1.3855 0.08009 0.07352 0.0074 0.1676 1.0000
18.250 1.3868 0.08276 0.07622 0.0075 0.1665 1.0000
18.500 1.3900 0.08522 0.07870 0.0076 0.1654 1.0000
18.750 1.3923 0.08777 0.08128 0.0076 0.1644 1.0000
19.000 1.3923 0.09055 0.08407 0.0076 0.1634 1.0000
19.250 1.3950 0.09298 0.08649 0.0076 0.1624 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HAM-STD HS1-430 AIRFOIL (hs1430-il)