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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -6.750 -0.7424 0.11747 0.10954 0.0199 1.0000 0.3502 -6.500 -0.7716 0.11161 0.10360 0.0233 1.0000 0.3472 -6.250 -0.8149 0.10448 0.09635 0.0280 1.0000 0.3450 -6.000 -0.8686 0.09644 0.08807 0.0339 1.0000 0.3431 -5.750 -0.9041 0.09016 0.08149 0.0388 1.0000 0.3430 -5.500 -0.9237 0.08542 0.07647 0.0426 1.0000 0.3439 -5.250 -0.9348 0.08162 0.07236 0.0457 1.0000 0.3454 -5.000 -0.9402 0.07856 0.06895 0.0484 1.0000 0.3475 -4.750 -0.9401 0.07611 0.06620 0.0506 1.0000 0.3497 -4.500 -0.9301 0.07417 0.06429 0.0517 1.0000 0.3527 -4.250 -0.9186 0.07300 0.06312 0.0529 1.0000 0.3557 -4.000 -0.9063 0.07212 0.06224 0.0539 1.0000 0.3592 -3.750 -0.8950 0.07119 0.06124 0.0549 1.0000 0.3628 -3.500 -0.8840 0.07024 0.06017 0.0560 1.0000 0.3667 -3.250 -0.8707 0.06942 0.05916 0.0565 0.9994 0.3706 -3.000 -0.8423 0.06950 0.05894 0.0543 0.9939 0.3752 -2.750 -0.8127 0.06996 0.05922 0.0519 0.9890 0.3799 -2.500 -0.7863 0.06981 0.05917 0.0503 0.9811 0.3850 -2.250 -0.7511 0.07126 0.06061 0.0472 0.9744 0.3913 -2.000 -0.7204 0.07157 0.06085 0.0449 0.9632 0.3975 -1.750 -0.6908 0.07199 0.06110 0.0427 0.9509 0.4040 -1.500 -0.5784 0.07199 0.06111 0.0289 0.8758 0.4181 -1.250 -0.5058 0.07092 0.05993 0.0222 0.8348 0.4314 -1.000 -0.4531 0.07005 0.05902 0.0184 0.8103 0.4427 -0.750 -0.3970 0.06945 0.05854 0.0141 0.7919 0.4564 -0.500 -0.3729 0.06911 0.05810 0.0141 0.7746 0.4672 -0.250 -0.3471 0.06905 0.05829 0.0139 0.7585 0.4788 0.000 -0.2836 0.06852 0.05786 0.0086 0.7479 0.5011 0.250 -0.2711 0.06873 0.05829 0.0103 0.7292 0.5156 0.500 -0.1995 0.06760 0.05747 0.0046 0.7212 0.5540 0.750 -0.1958 0.06787 0.05809 0.0080 0.7003 0.5812 1.000 -0.1746 0.06779 0.05858 0.0097 0.6830 0.6388 1.250 -0.0644 0.06877 0.06062 0.0023 0.6709 0.8202 1.500 0.0747 0.07299 0.06471 -0.0121 0.6471 0.8939 1.750 0.3199 0.07165 0.06299 -0.0425 0.6404 0.9423 2.000 0.4181 0.07085 0.06207 -0.0537 0.6191 0.9669 2.250 0.6850 0.06135 0.05218 -0.0901 0.6165 0.9976 2.500 0.6875 0.06158 0.05231 -0.0868 0.5948 1.0000 2.750 0.8196 0.05466 0.04491 -0.1031 0.5891 1.0000 3.000 0.7607 0.05755 0.04785 -0.0898 0.5691 1.0000 3.250 0.7616 0.05788 0.04807 -0.0861 0.5554 1.0000 3.500 0.8018 0.05622 0.04619 -0.0883 0.5447 1.0000 3.750 0.8432 0.05494 0.04466 -0.0910 0.5350 1.0000 4.000 0.7800 0.05853 0.04838 -0.0779 0.5240 1.0000 4.250 0.8892 0.05429 0.04367 -0.0907 0.5168 1.0000 4.500 0.8149 0.05829 0.04786 -0.0758 0.5094 1.0000 4.750 0.5986 0.07387 0.06395 -0.0474 0.4957 1.0000 5.000 0.6966 0.06698 0.05674 -0.0539 0.4941 1.0000 5.250 0.9167 0.05660 0.04560 -0.0801 0.4904 1.0000 5.500 0.2842 0.11176 0.10227 -0.0235 0.4831 1.0000 5.750 0.1110 0.13142 0.12237 -0.0182 0.5741 1.0000 6.000 0.1408 0.13255 0.12335 -0.0184 0.5666 1.0000 6.250 0.1708 0.13528 0.12593 -0.0192 0.5635 1.0000 6.500 0.2346 0.12489 0.11519 -0.0151 0.4871 1.0000 6.750 0.2417 0.12742 0.11766 -0.0144 0.4889 1.0000