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

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
<< Back to MH 112 Airfoil (mh112-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to MH 112 Airfoil (mh112-il)