HAM-STD HS1-606 AIRFOIL (hs1606-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HAM-STD HS1-606 AIRFOIL (hs1606-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 45.51 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-hs1606-il-50000.txt Download as CSV file: xf-hs1606-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: HAM-STD HS1-606 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3590 0.11196 0.10505 -0.0274 1.0000 0.1326
-8.250 -0.3686 0.11172 0.10496 -0.0280 1.0000 0.1350
-8.000 -0.3838 0.11223 0.10566 -0.0283 1.0000 0.1357
-7.750 -0.3605 0.10462 0.09802 -0.0261 1.0000 0.1400
-7.500 -0.3619 0.10242 0.09591 -0.0247 1.0000 0.1439
-7.250 -0.3700 0.10134 0.09496 -0.0243 1.0000 0.1475
-7.000 -0.3819 0.10162 0.09539 -0.0268 1.0000 0.1493
-6.750 -0.3768 0.09701 0.09085 -0.0238 1.0000 0.1517
-6.500 -0.3737 0.09392 0.08781 -0.0216 1.0000 0.1559
-6.250 -0.3762 0.09224 0.08620 -0.0222 1.0000 0.1610
-6.000 -0.3771 0.09105 0.08508 -0.0270 1.0000 0.1641
-5.750 -0.3731 0.08679 0.08087 -0.0222 1.0000 0.1677
-5.500 -0.3682 0.08439 0.07850 -0.0233 1.0000 0.1748
-5.000 -0.3519 0.07858 0.07274 -0.0262 1.0000 0.1893
-4.750 -0.3426 0.07514 0.06931 -0.0266 1.0000 0.1960
-4.000 -0.2868 0.06538 0.05942 -0.0367 1.0000 0.2339
-3.750 -0.2650 0.06182 0.05576 -0.0394 1.0000 0.2476
-3.500 -0.2433 0.05814 0.05204 -0.0412 1.0000 0.2622
-3.250 -0.1442 0.04747 0.04033 -0.0646 1.0000 0.1381
-3.000 -0.0993 0.04246 0.03485 -0.0705 1.0000 0.1322
-2.750 -0.0536 0.03794 0.02978 -0.0757 1.0000 0.1404
-2.500 -0.0204 0.03576 0.02733 -0.0774 1.0000 0.1868
-2.250 0.0166 0.03322 0.02432 -0.0798 1.0000 0.2279
-2.000 0.0531 0.03126 0.02183 -0.0821 1.0000 0.2496
-1.750 0.0871 0.02976 0.01981 -0.0837 1.0000 0.2626
-1.500 0.1175 0.02868 0.01845 -0.0847 1.0000 0.2820
-1.250 0.1488 0.02782 0.01721 -0.0858 1.0000 0.3012
-1.000 0.1779 0.02702 0.01625 -0.0864 1.0000 0.3226
-0.750 0.2068 0.02647 0.01548 -0.0869 1.0000 0.3513
-0.500 0.2357 0.02601 0.01487 -0.0873 1.0000 0.3834
-0.250 0.2646 0.02558 0.01450 -0.0878 1.0000 0.4228
0.000 0.2949 0.02514 0.01432 -0.0887 1.0000 0.4806
0.250 0.3085 0.02367 0.01427 -0.0860 1.0000 0.9252
0.500 0.3329 0.02424 0.01430 -0.0860 1.0000 1.0000
0.750 0.3568 0.02487 0.01457 -0.0860 1.0000 1.0000
1.000 0.3794 0.02554 0.01500 -0.0859 1.0000 1.0000
1.250 0.4013 0.02625 0.01555 -0.0857 1.0000 1.0000
1.500 0.4227 0.02702 0.01620 -0.0856 1.0000 1.0000
1.750 0.4435 0.02785 0.01694 -0.0856 1.0000 1.0000
2.000 0.4637 0.02874 0.01779 -0.0855 1.0000 1.0000
2.250 0.4833 0.02972 0.01876 -0.0855 1.0000 1.0000
2.500 0.5022 0.03079 0.01984 -0.0856 1.0000 1.0000
2.750 0.5202 0.03197 0.02105 -0.0857 1.0000 1.0000
3.000 0.5664 0.03337 0.02256 -0.0911 0.9856 1.0000
3.250 0.6204 0.03463 0.02395 -0.0976 0.9629 1.0000
3.500 0.6753 0.03569 0.02516 -0.1036 0.9400 1.0000
3.750 0.7303 0.03644 0.02621 -0.1091 0.9161 1.0000
4.000 0.7810 0.03690 0.02693 -0.1132 0.8902 1.0000
4.250 0.8290 0.03705 0.02738 -0.1162 0.8629 1.0000
4.500 0.8784 0.03679 0.02754 -0.1187 0.8351 1.0000
4.750 0.9297 0.03597 0.02714 -0.1205 0.8070 1.0000
5.000 0.9805 0.03459 0.02622 -0.1213 0.7790 1.0000
5.250 1.0216 0.03228 0.02439 -0.1186 0.7420 1.0000
5.500 1.0671 0.02660 0.01903 -0.1114 0.6828 1.0000
5.750 1.0900 0.02470 0.01722 -0.1057 0.6120 1.0000
6.000 1.1072 0.02433 0.01632 -0.0997 0.4914 1.0000
6.250 1.0955 0.02730 0.01763 -0.0917 0.2953 1.0000
6.500 1.0992 0.03052 0.01969 -0.0878 0.1971 1.0000
6.750 1.1270 0.03301 0.02196 -0.0868 0.1628 1.0000
7.000 1.1634 0.03555 0.02435 -0.0870 0.1441 1.0000
7.250 1.1950 0.03826 0.02690 -0.0872 0.1285 1.0000
7.500 1.2258 0.04118 0.03031 -0.0866 0.1218 1.0000
7.750 1.2554 0.04466 0.03406 -0.0861 0.1174 1.0000
8.000 1.2802 0.04891 0.03864 -0.0852 0.1145 1.0000
8.250 1.2916 0.05236 0.04288 -0.0825 0.1109 1.0000
8.500 1.3020 0.05625 0.04734 -0.0800 0.1077 1.0000
8.750 1.3079 0.06106 0.05276 -0.0773 0.1084 1.0000
9.000 1.3079 0.06618 0.05853 -0.0744 0.1100 1.0000
9.250 1.3047 0.07150 0.06431 -0.0717 0.1120 1.0000
9.500 1.3052 0.07730 0.07038 -0.0697 0.1141 1.0000
9.750 1.2783 0.08202 0.07567 -0.0661 0.1177 1.0000
10.000 1.2411 0.08701 0.08092 -0.0632 0.1204 1.0000
10.250 1.2096 0.09227 0.08633 -0.0616 0.1226 1.0000
10.500 1.1844 0.09836 0.09252 -0.0620 0.1250 1.0000
10.750 1.1748 0.10501 0.09926 -0.0628 0.1293 1.0000
11.000 1.0999 0.11890 0.11309 -0.0754 0.1344 1.0000
11.250 1.0706 0.13408 0.12816 -0.0865 0.1579 1.0000
11.500 0.8677 0.13308 0.12719 -0.0698 0.1640 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HAM-STD HS1-606 AIRFOIL (hs1606-il)