HAM-STD HS1-430 AIRFOIL (hs1430-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HAM-STD HS1-430 AIRFOIL (hs1430-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 29.16 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-hs1430-il-1000000.txt Download as CSV file: xf-hs1430-il-1000000.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 = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.750 -1.1461 0.05031 0.04522 -0.1368 0.9781 0.1062
-19.500 -1.1404 0.04806 0.04293 -0.1373 0.9770 0.1074
-19.250 -1.1325 0.04609 0.04091 -0.1378 0.9759 0.1086
-19.000 -1.1230 0.04449 0.03927 -0.1378 0.9747 0.1098
-18.750 -1.1151 0.04288 0.03760 -0.1375 0.9728 0.1107
-18.500 -1.1035 0.04152 0.03619 -0.1374 0.9709 0.1117
-18.250 -1.1019 0.03937 0.03402 -0.1369 0.9692 0.1133
-18.000 -1.0931 0.03779 0.03242 -0.1366 0.9676 0.1148
-17.750 -1.0822 0.03636 0.03097 -0.1363 0.9660 0.1161
-17.500 -1.0705 0.03503 0.02959 -0.1360 0.9644 0.1174
-17.250 -1.0554 0.03393 0.02845 -0.1357 0.9621 0.1186
-17.000 -1.0414 0.03293 0.02741 -0.1352 0.9596 0.1197
-16.750 -1.0279 0.03190 0.02633 -0.1346 0.9564 0.1206
-16.500 -1.0189 0.03056 0.02498 -0.1337 0.9538 0.1225
-16.250 -1.0073 0.02938 0.02378 -0.1329 0.9511 0.1241
-16.000 -0.9919 0.02842 0.02280 -0.1323 0.9486 0.1256
-15.750 -0.9757 0.02762 0.02198 -0.1318 0.9461 0.1271
-15.500 -0.9592 0.02684 0.02116 -0.1312 0.9432 0.1284
-15.250 -0.9406 0.02617 0.02046 -0.1308 0.9404 0.1295
-15.000 -0.9249 0.02533 0.01959 -0.1301 0.9379 0.1310
-14.750 -0.9106 0.02444 0.01868 -0.1292 0.9353 0.1327
-14.500 -0.8936 0.02379 0.01804 -0.1284 0.9316 0.1343
-14.250 -0.8753 0.02320 0.01743 -0.1278 0.9275 0.1359
-14.000 -0.8560 0.02262 0.01682 -0.1272 0.9237 0.1374
-13.750 -0.8350 0.02214 0.01630 -0.1268 0.9196 0.1388
-13.500 -0.8128 0.02171 0.01582 -0.1266 0.9164 0.1398
-13.250 -0.7966 0.02101 0.01508 -0.1255 0.9131 0.1415
-13.000 -0.7794 0.02046 0.01455 -0.1245 0.9085 0.1432
-12.750 -0.7598 0.02000 0.01408 -0.1237 0.9012 0.1447
-12.500 -0.7397 0.01960 0.01366 -0.1230 0.8883 0.1462
-12.250 -0.7194 0.01921 0.01317 -0.1221 0.8690 0.1477
-12.000 -0.7010 0.01898 0.01273 -0.1207 0.8277 0.1489
-11.750 -0.6856 0.01898 0.01243 -0.1187 0.7745 0.1499
-11.500 -0.6681 0.01890 0.01217 -0.1171 0.7429 0.1506
-11.250 -0.6575 0.01848 0.01164 -0.1145 0.7173 0.1526
-11.000 -0.6422 0.01818 0.01126 -0.1127 0.6978 0.1544
-10.750 -0.6247 0.01791 0.01092 -0.1112 0.6826 0.1559
-10.500 -0.6076 0.01770 0.01063 -0.1095 0.6672 0.1574
-10.250 -0.5905 0.01751 0.01034 -0.1078 0.6480 0.1587
-10.000 -0.5717 0.01733 0.01009 -0.1064 0.6346 0.1600
-9.750 -0.5529 0.01720 0.00987 -0.1049 0.6187 0.1611
-9.500 -0.5351 0.01707 0.00964 -0.1032 0.6015 0.1621
-9.250 -0.5242 0.01681 0.00931 -0.1002 0.5807 0.1643
-9.000 -0.5351 0.01759 0.00936 -0.0927 0.4054 0.1655
-8.750 -0.5387 0.01809 0.00936 -0.0866 0.2633 0.1668
-8.500 -0.5273 0.01798 0.00919 -0.0835 0.2465 0.1683
-8.250 -0.5146 0.01783 0.00902 -0.0805 0.2415 0.1698
-8.000 -0.5041 0.01770 0.00887 -0.0771 0.2387 0.1714
-7.750 -0.4977 0.01759 0.00872 -0.0727 0.2368 0.1726
-7.500 -0.4925 0.01748 0.00859 -0.0679 0.2354 0.1738
-7.250 -0.4865 0.01737 0.00849 -0.0634 0.2343 0.1758
-7.000 -0.4760 0.01730 0.00843 -0.0598 0.2332 0.1778
-6.750 -0.4626 0.01726 0.00839 -0.0568 0.2321 0.1798
-6.500 -0.4464 0.01723 0.00836 -0.0544 0.2313 0.1818
-6.250 -0.4281 0.01721 0.00833 -0.0524 0.2305 0.1838
-6.000 -0.4085 0.01720 0.00830 -0.0508 0.2300 0.1853
-5.750 -0.3894 0.01714 0.00825 -0.0490 0.2296 0.1875
-5.500 -0.3689 0.01712 0.00823 -0.0475 0.2293 0.1897
-5.250 -0.3481 0.01713 0.00824 -0.0461 0.2289 0.1919
-5.000 -0.3268 0.01716 0.00826 -0.0448 0.2285 0.1941
-4.750 -0.3048 0.01720 0.00829 -0.0437 0.2281 0.1961
-4.500 -0.2818 0.01727 0.00833 -0.0427 0.2277 0.1976
-4.250 -0.2596 0.01728 0.00833 -0.0416 0.2275 0.1993
-4.000 -0.2389 0.01719 0.00827 -0.0403 0.2272 0.2025
-3.750 -0.2168 0.01719 0.00828 -0.0392 0.2270 0.2048
-3.500 -0.1944 0.01722 0.00831 -0.0382 0.2268 0.2070
-3.250 -0.1717 0.01727 0.00836 -0.0372 0.2266 0.2090
-3.000 -0.1485 0.01733 0.00841 -0.0364 0.2264 0.2108
-2.750 -0.1248 0.01741 0.00847 -0.0357 0.2262 0.2121
-2.500 -0.1014 0.01746 0.00852 -0.0349 0.2260 0.2136
-2.250 -0.0791 0.01744 0.00850 -0.0339 0.2258 0.2168
-2.000 -0.0565 0.01747 0.00856 -0.0330 0.2256 0.2193
-1.750 -0.0336 0.01754 0.00864 -0.0322 0.2253 0.2215
-1.500 -0.0103 0.01763 0.00873 -0.0314 0.2250 0.2235
-1.250 0.0134 0.01773 0.00883 -0.0307 0.2247 0.2252
-1.000 0.0371 0.01785 0.00894 -0.0301 0.2244 0.2267
-0.750 0.0606 0.01797 0.00905 -0.0294 0.2242 0.2279
-0.500 0.0840 0.01811 0.00919 -0.0287 0.2240 0.2288
-0.250 0.1074 0.01825 0.00932 -0.0280 0.2238 0.2298
0.000 0.1305 0.01835 0.00942 -0.0273 0.2236 0.2324
0.250 0.1538 0.01846 0.00955 -0.0266 0.2234 0.2349
0.500 0.1768 0.01861 0.00971 -0.0259 0.2231 0.2372
0.750 0.1999 0.01877 0.00988 -0.0252 0.2230 0.2392
1.000 0.2228 0.01894 0.01007 -0.0245 0.2227 0.2410
1.250 0.2458 0.01914 0.01027 -0.0239 0.2226 0.2428
1.500 0.2685 0.01935 0.01049 -0.0231 0.2224 0.2443
1.750 0.2911 0.01958 0.01072 -0.0224 0.2221 0.2457
2.000 0.3140 0.01981 0.01095 -0.0218 0.2219 0.2469
2.250 0.3366 0.02006 0.01121 -0.0211 0.2217 0.2480
2.500 0.3585 0.02033 0.01148 -0.0204 0.2214 0.2498
2.750 0.3805 0.02059 0.01176 -0.0196 0.2212 0.2542
3.000 0.4031 0.02082 0.01204 -0.0190 0.2211 0.2588
3.250 0.4258 0.02107 0.01232 -0.0184 0.2209 0.2634
3.500 0.4481 0.02135 0.01264 -0.0178 0.2208 0.2682
3.750 0.4704 0.02162 0.01295 -0.0172 0.2206 0.2784
4.000 0.4928 0.02187 0.01328 -0.0167 0.2205 0.2931
4.250 0.5142 0.02204 0.01365 -0.0161 0.2203 0.3410
4.500 0.5348 0.02195 0.01405 -0.0154 0.2201 0.4716
4.750 0.5552 0.02187 0.01451 -0.0147 0.2199 0.6156
5.000 0.5769 0.02208 0.01496 -0.0141 0.2197 0.6762
5.250 0.5985 0.02239 0.01542 -0.0135 0.2195 0.7145
5.500 0.6195 0.02275 0.01592 -0.0128 0.2193 0.7479
5.750 0.6405 0.02306 0.01644 -0.0120 0.2191 0.7929
6.000 0.6586 0.02336 0.01710 -0.0104 0.2188 0.8792
6.250 0.6761 0.02389 0.01775 -0.0087 0.2185 0.9167
6.500 0.6944 0.02447 0.01836 -0.0074 0.2181 0.9341
6.750 0.7131 0.02503 0.01894 -0.0062 0.2177 0.9466
7.000 0.7324 0.02562 0.01954 -0.0052 0.2173 0.9545
7.250 0.7501 0.02627 0.02021 -0.0040 0.2170 0.9632
7.500 0.7681 0.02691 0.02085 -0.0028 0.2167 0.9705
7.750 0.7909 0.02761 0.02156 -0.0027 0.2163 0.9765
8.000 0.8142 0.02836 0.02230 -0.0029 0.2157 0.9813
8.250 0.8362 0.02920 0.02314 -0.0029 0.2152 0.9858
8.500 0.8591 0.03011 0.02403 -0.0032 0.2143 0.9886
8.750 0.8885 0.03112 0.02502 -0.0050 0.2134 0.9898
9.000 0.9182 0.03203 0.02592 -0.0068 0.2129 0.9908
9.250 0.9471 0.03286 0.02677 -0.0084 0.2125 0.9917
9.500 0.9751 0.03369 0.02761 -0.0098 0.2121 0.9927
9.750 1.0023 0.03451 0.02843 -0.0111 0.2117 0.9937
10.000 1.0310 0.03536 0.02930 -0.0127 0.2112 0.9949
10.250 1.0587 0.03631 0.03025 -0.0142 0.2106 0.9962
10.500 1.0843 0.03728 0.03124 -0.0154 0.2101 0.9973
10.750 1.1094 0.03823 0.03219 -0.0164 0.2094 0.9984
11.000 1.1347 0.03919 0.03315 -0.0175 0.2088 0.9993
11.250 1.1586 0.04017 0.03412 -0.0184 0.2080 1.0000
11.500 1.1671 0.04099 0.03494 -0.0163 0.2074 1.0000
11.750 1.1757 0.04172 0.03568 -0.0141 0.2068 1.0000
12.000 1.1853 0.04239 0.03634 -0.0121 0.2062 1.0000
12.250 1.1962 0.04299 0.03691 -0.0102 0.2055 1.0000
12.500 1.2058 0.04376 0.03773 -0.0084 0.2051 1.0000
12.750 1.2156 0.04457 0.03858 -0.0067 0.2047 1.0000
13.000 1.2272 0.04531 0.03936 -0.0052 0.2042 1.0000
13.250 1.2396 0.04607 0.04014 -0.0040 0.2036 1.0000
13.500 1.2510 0.04697 0.04107 -0.0027 0.2029 1.0000
13.750 1.2631 0.04793 0.04205 -0.0017 0.2021 1.0000
14.000 1.2771 0.04885 0.04299 -0.0009 0.2013 1.0000
14.250 1.2916 0.04982 0.04395 -0.0004 0.2002 1.0000
14.500 1.3066 0.05078 0.04492 0.0001 0.1994 1.0000
14.750 1.3208 0.05183 0.04596 0.0006 0.1987 1.0000
15.000 1.3346 0.05310 0.04728 0.0009 0.1979 1.0000
15.250 1.3503 0.05426 0.04850 0.0009 0.1971 1.0000
15.500 1.3663 0.05542 0.04971 0.0009 0.1958 1.0000
15.750 1.3799 0.05680 0.05114 0.0010 0.1944 1.0000
16.000 1.3943 0.05816 0.05253 0.0010 0.1926 1.0000
16.250 1.4098 0.05928 0.05368 0.0011 0.1922 1.0000
16.500 1.4270 0.06034 0.05479 0.0009 0.1907 1.0000
16.750 1.4449 0.06132 0.05585 0.0006 0.1871 1.0000
17.000 1.4605 0.06246 0.05706 0.0006 0.1814 1.0000
17.250 1.4818 0.06354 0.05811 -0.0004 0.1764 1.0000
17.500 1.4996 0.06464 0.05920 -0.0009 0.1747 1.0000
17.750 1.5118 0.06623 0.06074 -0.0010 0.1722 1.0000
18.000 1.5161 0.06848 0.06299 -0.0006 0.1711 1.0000
18.250 1.5195 0.07076 0.06527 -0.0001 0.1696 1.0000
18.500 1.5193 0.07341 0.06792 0.0005 0.1684 1.0000
18.750 1.5199 0.07598 0.07052 0.0009 0.1671 1.0000
19.000 1.5241 0.07819 0.07276 0.0012 0.1661 1.0000
19.250 1.5206 0.08118 0.07579 0.0017 0.1647 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HAM-STD HS1-430 AIRFOIL (hs1430-il)