Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to HAM-STD HS1-606 AIRFOIL (hs1606-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to HAM-STD HS1-606 AIRFOIL (hs1606-il)