HAM-STD HS1-708 AIRFOIL (hs1708-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HAM-STD HS1-708 AIRFOIL (hs1708-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.8 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-hs1708-il-50000.txt Download as CSV file: xf-hs1708-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: HAM-STD HS1-708 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3524 0.11525 0.10876 -0.0266 1.0000 0.1495
-8.000 -0.3739 0.11582 0.10947 -0.0239 1.0000 0.1506
-7.750 -0.3959 0.11644 0.11023 -0.0220 1.0000 0.1512
-7.500 -0.3768 0.10984 0.10362 -0.0194 1.0000 0.1559
-7.250 -0.3831 0.10803 0.10188 -0.0170 1.0000 0.1596
-7.000 -0.3936 0.10690 0.10084 -0.0160 1.0000 0.1633
-6.750 -0.4080 0.10691 0.10096 -0.0182 1.0000 0.1658
-6.500 -0.4062 0.10296 0.09706 -0.0164 1.0000 0.1681
-6.250 -0.4015 0.09955 0.09368 -0.0135 1.0000 0.1738
-6.000 -0.4045 0.09836 0.09253 -0.0174 1.0000 0.1802
-5.500 -0.3964 0.09182 0.08606 -0.0158 1.0000 0.1930
-5.250 -0.3903 0.08856 0.08280 -0.0179 1.0000 0.1988
-5.000 -0.3732 0.08647 0.08064 -0.0260 1.0000 0.2108
-4.750 -0.3717 0.08202 0.07627 -0.0200 1.0000 0.2151
-4.500 -0.3553 0.07871 0.07291 -0.0243 1.0000 0.2274
-4.250 -0.3415 0.07531 0.06950 -0.0256 1.0000 0.2423
-4.000 -0.3279 0.07192 0.06610 -0.0259 1.0000 0.2588
-3.750 -0.3021 0.06870 0.06276 -0.0314 1.0000 0.2844
-3.500 -0.2935 0.06532 0.05943 -0.0284 1.0000 0.3060
-3.250 -0.2738 0.06218 0.05624 -0.0301 1.0000 0.3446
-2.500 -0.2579 0.05413 0.04837 -0.0161 1.0000 0.4983
-2.250 -0.2506 0.05154 0.04582 -0.0117 1.0000 0.5546
-2.000 -0.0027 0.04163 0.03307 -0.0782 1.0000 0.2293
-1.750 0.0339 0.03972 0.03072 -0.0812 1.0000 0.2327
-1.500 0.0713 0.03808 0.02857 -0.0841 1.0000 0.2359
-1.250 0.1021 0.03707 0.02729 -0.0857 1.0000 0.2501
-1.000 0.1346 0.03607 0.02594 -0.0874 1.0000 0.2586
-0.750 0.1640 0.03547 0.02510 -0.0885 1.0000 0.2751
-0.500 0.1931 0.03501 0.02445 -0.0895 1.0000 0.2931
-0.250 0.2224 0.03474 0.02393 -0.0906 1.0000 0.3125
0.000 0.2495 0.03458 0.02367 -0.0912 1.0000 0.3378
0.250 0.2773 0.03454 0.02352 -0.0918 1.0000 0.3638
0.500 0.3050 0.03461 0.02359 -0.0925 1.0000 0.3979
0.750 0.3339 0.03470 0.02386 -0.0935 1.0000 0.4409
1.000 0.3676 0.03461 0.02438 -0.0955 1.0000 0.5289
1.250 0.3728 0.03410 0.02469 -0.0922 1.0000 1.0000
1.500 0.3945 0.03520 0.02538 -0.0923 1.0000 1.0000
1.750 0.4141 0.03637 0.02629 -0.0923 1.0000 1.0000
2.000 0.4464 0.03777 0.02748 -0.0949 0.9943 1.0000
2.250 0.5026 0.03930 0.02883 -0.1016 0.9742 1.0000
2.500 0.5482 0.04056 0.02999 -0.1062 0.9540 1.0000
2.750 0.5939 0.04169 0.03107 -0.1104 0.9339 1.0000
3.000 0.6420 0.04272 0.03208 -0.1148 0.9146 1.0000
3.250 0.6768 0.04354 0.03294 -0.1166 0.8925 1.0000
3.500 0.7261 0.04419 0.03365 -0.1205 0.8729 1.0000
3.750 0.7572 0.04483 0.03436 -0.1212 0.8495 1.0000
4.000 0.8058 0.04500 0.03466 -0.1242 0.8296 1.0000
4.250 0.8361 0.04538 0.03514 -0.1243 0.8055 1.0000
4.500 0.8856 0.04494 0.03487 -0.1264 0.7861 1.0000
4.750 0.9128 0.04512 0.03520 -0.1257 0.7615 1.0000
5.000 0.9611 0.04411 0.03439 -0.1269 0.7428 1.0000
5.250 0.9884 0.04398 0.03442 -0.1256 0.7191 1.0000
5.500 1.0356 0.04232 0.03302 -0.1258 0.7008 1.0000
5.750 1.0902 0.03988 0.03084 -0.1264 0.6841 1.0000
6.000 1.1174 0.03928 0.03046 -0.1245 0.6605 1.0000
6.250 1.1749 0.03626 0.02772 -0.1248 0.6418 1.0000
6.500 1.2167 0.03428 0.02595 -0.1236 0.6152 1.0000
6.750 1.2603 0.03145 0.02312 -0.1214 0.5760 1.0000
7.000 1.2901 0.03041 0.02191 -0.1187 0.5311 1.0000
7.250 1.3117 0.03065 0.02205 -0.1160 0.4892 1.0000
7.500 1.3270 0.03130 0.02257 -0.1127 0.4460 1.0000
7.750 1.3365 0.03226 0.02336 -0.1088 0.3986 1.0000
8.000 1.3395 0.03373 0.02446 -0.1040 0.3413 1.0000
8.250 1.3369 0.03578 0.02605 -0.0987 0.2800 1.0000
8.500 1.3426 0.03800 0.02780 -0.0949 0.2321 1.0000
8.750 1.3584 0.04020 0.02971 -0.0927 0.2002 1.0000
9.000 1.3761 0.04231 0.03181 -0.0911 0.1779 1.0000
9.250 1.4099 0.04504 0.03439 -0.0916 0.1615 1.0000
9.500 1.4340 0.04791 0.03754 -0.0908 0.1507 1.0000
9.750 1.4528 0.05079 0.04064 -0.0895 0.1414 1.0000
10.000 1.4829 0.05422 0.04397 -0.0900 0.1332 1.0000
10.250 1.4879 0.05779 0.04822 -0.0869 0.1306 1.0000
10.500 1.4900 0.06159 0.05257 -0.0837 0.1279 1.0000
10.750 1.4918 0.06517 0.05656 -0.0808 0.1246 1.0000
11.000 1.5084 0.06909 0.06046 -0.0801 0.1194 1.0000
11.250 1.4924 0.07298 0.06485 -0.0756 0.1186 1.0000
11.500 1.4743 0.07709 0.06937 -0.0714 0.1183 1.0000
11.750 1.4527 0.08120 0.07379 -0.0672 0.1184 1.0000
12.000 1.4296 0.08570 0.07856 -0.0638 0.1187 1.0000
12.250 1.4055 0.09066 0.08376 -0.0614 0.1191 1.0000
12.500 1.3819 0.09614 0.08944 -0.0599 0.1196 1.0000
12.750 1.2627 0.11056 0.10426 -0.0649 0.1311 1.0000
13.000 1.2371 0.11942 0.11318 -0.0682 0.1326 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HAM-STD HS1-708 AIRFOIL (hs1708-il)