MH 112 Airfoil (mh112-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: MH 112 Airfoil (mh112-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 37.52 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-mh112-il-100000.txt Download as CSV file: xf-mh112-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: MH 112 Airfoil
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.0036 0.12360 0.11881 -0.0921 0.9075 0.0917
-8.750 -0.0116 0.12254 0.11778 -0.0944 0.9006 0.0943
-8.500 -0.0018 0.11892 0.11418 -0.0987 0.8974 0.0957
-8.250 0.0358 0.11416 0.10937 -0.1009 0.8959 0.0984
-8.000 0.0161 0.11453 0.10982 -0.0953 0.8842 0.0993
-7.750 0.0278 0.11178 0.10706 -0.0983 0.8803 0.1032
-7.500 -0.0002 0.11236 0.10772 -0.0962 0.8701 0.1052
-7.250 -0.0363 0.11288 0.10831 -0.0980 0.8613 0.1061
-7.000 0.0274 0.10586 0.10124 -0.0983 0.8614 0.1090
-6.750 0.0507 0.10248 0.09783 -0.1016 0.8590 0.1135
-6.500 0.0157 0.10394 0.09940 -0.0935 0.8456 0.1134
-6.250 -0.0102 0.10323 0.09873 -0.0967 0.8399 0.1178
-6.000 -0.0424 0.10447 0.10006 -0.0876 0.8273 0.1175
-5.750 -0.0402 0.10072 0.09634 -0.0906 0.8228 0.1195
-5.500 -0.0012 0.09698 0.09256 -0.0909 0.8213 0.1230
-5.250 -0.0457 0.09867 0.09436 -0.0826 0.8081 0.1224
-5.000 -0.0325 0.09578 0.09147 -0.0848 0.8040 0.1274
-4.750 -0.0588 0.09572 0.09147 -0.0820 0.7937 0.1293
-4.500 -0.0637 0.09171 0.08746 -0.0886 0.7867 0.1337
-4.250 -0.0387 0.08913 0.08487 -0.0869 0.7841 0.1367
-4.000 0.0321 0.05990 0.05415 -0.1337 0.7826 0.0764
-3.750 0.0173 0.06019 0.05450 -0.1295 0.7713 0.0767
-3.500 0.0598 0.05615 0.05014 -0.1346 0.7679 0.0750
-3.250 0.1170 0.05104 0.04430 -0.1424 0.7658 0.0732
-3.000 0.1746 0.04719 0.03964 -0.1484 0.7642 0.0732
-2.750 0.1711 0.04780 0.04007 -0.1454 0.7539 0.0736
-2.500 0.2118 0.04613 0.03790 -0.1478 0.7498 0.0775
-2.250 0.2562 0.04485 0.03640 -0.1501 0.7470 0.0858
-2.000 0.3035 0.04342 0.03490 -0.1527 0.7451 0.0967
-1.500 0.3293 0.04432 0.03585 -0.1500 0.7297 0.1206
-1.250 0.3746 0.04332 0.03500 -0.1524 0.7274 0.1556
-1.000 0.3705 0.04491 0.03666 -0.1494 0.7172 0.1704
-0.750 0.4022 0.04471 0.03659 -0.1502 0.7124 0.2150
-0.500 0.4444 0.04401 0.03608 -0.1520 0.7096 0.2803
-0.250 0.4901 0.04316 0.03552 -0.1540 0.7077 0.3586
0.000 0.4720 0.04571 0.03817 -0.1497 0.6948 0.3749
0.250 0.5102 0.04529 0.03797 -0.1505 0.6916 0.4545
0.500 0.5523 0.04465 0.03752 -0.1515 0.6896 0.5343
0.750 0.5357 0.04733 0.04031 -0.1474 0.6769 0.5570
1.000 0.5703 0.04698 0.04006 -0.1473 0.6735 0.6296
1.250 0.6084 0.04612 0.03934 -0.1471 0.6714 0.7038
1.500 0.5905 0.04882 0.04219 -0.1428 0.6586 0.7366
1.750 0.6128 0.04802 0.04162 -0.1400 0.6552 0.8419
2.000 0.6585 0.04693 0.04037 -0.1417 0.6529 1.0000
2.250 0.6451 0.05012 0.04350 -0.1391 0.6396 1.0000
2.500 0.6888 0.04967 0.04280 -0.1408 0.6366 1.0000
2.750 0.7358 0.04887 0.04179 -0.1425 0.6347 1.0000
3.000 0.7188 0.05233 0.04524 -0.1394 0.6207 1.0000
3.250 0.7621 0.05163 0.04437 -0.1406 0.6181 1.0000
3.500 0.8084 0.05064 0.04322 -0.1419 0.6164 1.0000
3.750 0.7895 0.05439 0.04698 -0.1388 0.6019 1.0000
4.000 0.8328 0.05347 0.04594 -0.1397 0.5996 1.0000
4.250 0.8794 0.05224 0.04458 -0.1408 0.5982 1.0000
4.500 0.8591 0.05627 0.04863 -0.1378 0.5831 1.0000
4.750 0.9030 0.05510 0.04736 -0.1385 0.5812 1.0000
5.000 0.9502 0.05357 0.04574 -0.1395 0.5801 1.0000
5.250 0.9281 0.05793 0.05013 -0.1364 0.5644 1.0000
5.500 0.9734 0.05642 0.04855 -0.1371 0.5630 1.0000
5.750 1.0214 0.05455 0.04660 -0.1379 0.5621 1.0000
6.000 0.9971 0.05932 0.05143 -0.1349 0.5460 1.0000
6.250 0.9808 0.06359 0.05573 -0.1327 0.5314 1.0000
6.500 1.0215 0.06223 0.05432 -0.1328 0.5291 1.0000
6.750 1.0094 0.06630 0.05843 -0.1310 0.5157 1.0000
7.000 1.0452 0.06532 0.05742 -0.1309 0.5123 1.0000
7.250 1.0890 0.06339 0.05545 -0.1310 0.5108 1.0000
7.500 1.0687 0.06848 0.06058 -0.1291 0.4958 1.0000
7.750 1.1100 0.06668 0.05876 -0.1290 0.4938 1.0000
8.000 1.1557 0.06426 0.05632 -0.1289 0.4929 1.0000
8.250 1.2036 0.06142 0.05346 -0.1289 0.4923 1.0000
8.500 1.2555 0.05829 0.05032 -0.1293 0.4920 1.0000
8.750 1.3147 0.05461 0.04662 -0.1302 0.4919 1.0000
9.000 1.3851 0.05028 0.04226 -0.1323 0.4918 1.0000
9.250 1.4712 0.04541 0.03734 -0.1363 0.4914 1.0000
9.500 1.3611 0.05709 0.04919 -0.1270 0.4698 1.0000
9.750 1.4365 0.05213 0.04419 -0.1291 0.4695 1.0000
10.000 1.5929 0.04245 0.03431 -0.1391 0.4720 1.0000
10.250 1.5114 0.04978 0.04186 -0.1296 0.4578 1.0000
10.500 1.6252 0.04358 0.03549 -0.1365 0.4555 1.0000
10.750 1.4337 0.06176 0.05403 -0.1218 0.4328 1.0000
11.000 1.5261 0.05486 0.04708 -0.1243 0.4326 1.0000
11.250 1.4328 0.06707 0.05947 -0.1190 0.4152 1.0000
11.500 1.5110 0.06096 0.05333 -0.1202 0.4143 1.0000
11.750 1.4322 0.07270 0.06521 -0.1168 0.3982 1.0000
12.000 1.5021 0.06698 0.05948 -0.1171 0.3968 1.0000
12.250 1.5405 0.06523 0.05774 -0.1169 0.3915 1.0000
12.500 1.6540 0.05639 0.04876 -0.1202 0.3891 1.0000
12.750 1.6704 0.05722 0.04963 -0.1194 0.3818 1.0000
13.000 1.6480 0.06142 0.05395 -0.1166 0.3730 1.0000
13.250 1.7402 0.05566 0.04800 -0.1198 0.3672 1.0000
13.500 1.6330 0.06780 0.06051 -0.1133 0.3570 1.0000
13.750 1.7851 0.05628 0.04860 -0.1188 0.3517 1.0000
14.000 1.5929 0.07776 0.07069 -0.1105 0.3402 1.0000
14.250 1.7512 0.06330 0.05589 -0.1136 0.3366 1.0000
14.500 1.4662 0.10207 0.09528 -0.1109 0.3167 1.0000
14.750 1.5379 0.09422 0.08743 -0.1090 0.3155 1.0000
15.000 1.4723 0.10768 0.10103 -0.1108 0.3029 1.0000
15.250 1.6154 0.08923 0.08249 -0.1074 0.3052 1.0000
15.500 1.7735 0.07325 0.06615 -0.1082 0.3006 1.0000
15.750 1.5195 0.10989 0.10340 -0.1094 0.2863 1.0000
16.000 1.7582 0.07993 0.07304 -0.1061 0.2867 1.0000
16.500 1.5483 0.11506 0.10876 -0.1090 0.2687 1.0000
17.250 1.6838 0.10355 0.09725 -0.1048 0.2541 1.0000
17.500 1.2130 0.20010 0.19402 -0.1476 0.2142 1.0000
17.750 1.2374 0.19913 0.19310 -0.1463 0.2101 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MH 112 Airfoil (mh112-il)