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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: MH 112 Airfoil (mh112-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.27 at α=6.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-mh112-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-mh112-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.000  -0.3421   0.15826   0.15285  -0.0133   1.0000   0.1613
  -7.750  -0.3673   0.15964   0.15432  -0.0134   1.0000   0.1631
  -7.500  -0.3971   0.16127   0.15606  -0.0133   1.0000   0.1638
  -7.250  -0.3541   0.15249   0.14726  -0.0106   1.0000   0.1680
  -7.000  -0.3535   0.15058   0.14539  -0.0093   1.0000   0.1719
  -6.750  -0.3620   0.14952   0.14439  -0.0085   1.0000   0.1768
  -6.500  -0.3827   0.14975   0.14469  -0.0081   1.0000   0.1798
  -6.250  -0.4165   0.15115   0.14620  -0.0074   1.0000   0.1810
  -6.000  -0.3896   0.14497   0.14004  -0.0059   1.0000   0.1848
  -5.750  -0.3842   0.14261   0.13771  -0.0043   1.0000   0.1900
  -5.500  -0.3940   0.14144   0.13659  -0.0031   1.0000   0.1946
  -5.250  -0.4239   0.14184   0.13708  -0.0017   1.0000   0.1984
  -5.000  -0.4608   0.14267   0.13801  -0.0017   1.0000   0.1997
  -4.750  -0.4371   0.13714   0.13250   0.0012   1.0000   0.2036
  -4.500  -0.4298   0.13464   0.13003   0.0029   1.0000   0.2099
  -4.250  -0.4454   0.13352   0.12897   0.0043   1.0000   0.2149
  -4.000  -0.4777   0.13361   0.12914  -0.0044   1.0000   0.2200
  -3.750  -0.4640   0.12905   0.12462   0.0038   1.0000   0.2233
  -3.500  -0.4593   0.12675   0.12235   0.0061   1.0000   0.2287
  -3.250  -0.4627   0.12511   0.12072  -0.0057   0.9964   0.2408
  -3.000  -0.4479   0.12179   0.11743   0.0000   0.9929   0.2451
  -2.750  -0.4332   0.11981   0.11541  -0.0119   0.9861   0.2616
  -2.500  -0.4234   0.11685   0.11250  -0.0064   0.9821   0.2656
  -2.250  -0.4043   0.11436   0.10997  -0.0151   0.9745   0.2835
  -2.000  -0.3958   0.11200   0.10766  -0.0107   0.9703   0.2886
  -1.750  -0.3778   0.10930   0.10493  -0.0163   0.9626   0.3068
  -1.250  -0.2115   0.08900   0.08351  -0.0739   0.9507   0.2006
  -1.000  -0.2031   0.08945   0.08423  -0.0689   0.9454   0.2086
  -0.500  -0.0215   0.07265   0.06483  -0.1098   0.9372   0.1434
  -0.250   0.0270   0.07233   0.06399  -0.1153   0.9316   0.1513
   0.000   0.0566   0.07232   0.06356  -0.1174   0.9262   0.1630
   0.250   0.0892   0.07256   0.06362  -0.1196   0.9175   0.1806
   0.500   0.1317   0.07447   0.06558  -0.1232   0.9131   0.2110
   0.750   0.1439   0.07376   0.06485  -0.1223   0.9027   0.2352
   1.000   0.1843   0.07557   0.06679  -0.1253   0.8967   0.2897
   1.250   0.1979   0.07580   0.06717  -0.1246   0.8881   0.3335
   1.500   0.2325   0.07749   0.06909  -0.1263   0.8798   0.4182
   1.750   0.2500   0.07880   0.07070  -0.1256   0.8739   0.4944
   2.000   0.2699   0.07962   0.07184  -0.1247   0.8628   0.5900
   2.250   0.2983   0.08201   0.07467  -0.1236   0.8582   0.7279
   2.500   0.2853   0.08023   0.07332  -0.1176   0.8473   0.8202
   2.750   0.3369   0.08380   0.07634  -0.1242   0.8392   1.0000
   3.000   0.3395   0.08364   0.07600  -0.1229   0.8262   1.0000
   3.250   0.3854   0.08808   0.07997  -0.1274   0.8200   1.0000
   3.500   0.3846   0.08795   0.07975  -0.1255   0.8070   1.0000
   3.750   0.4266   0.09221   0.08366  -0.1292   0.8008   1.0000
   4.000   0.4251   0.09227   0.08367  -0.1272   0.7880   1.0000
   4.250   0.4662   0.09659   0.08771  -0.1306   0.7817   1.0000
   4.500   0.4634   0.09671   0.08779  -0.1286   0.7687   1.0000
   4.750   0.5033   0.10104   0.09189  -0.1318   0.7628   1.0000
   5.000   0.4983   0.10122   0.09206  -0.1297   0.7502   1.0000
   5.250   0.5387   0.10563   0.09626  -0.1327   0.7439   1.0000
   5.500   0.5314   0.10585   0.09650  -0.1306   0.7317   1.0000
   6.000   0.5627   0.11058   0.10107  -0.1314   0.7136   1.0000
   6.250   0.6045   0.11504   0.10538  -0.1343   0.7071   1.0000
   6.500   0.5918   0.11544   0.10581  -0.1322   0.6963   1.0000
   6.750   0.6302   0.11948   0.10974  -0.1346   0.6890   1.0000
   7.000   0.6205   0.12041   0.11069  -0.1329   0.6792   1.0000
   7.250   0.6528   0.12393   0.11413  -0.1347   0.6714   1.0000
   7.500   0.6488   0.12555   0.11576  -0.1338   0.6628   1.0000
   7.750   0.6767   0.12867   0.11882  -0.1351   0.6538   1.0000
   8.000   0.6787   0.13099   0.12115  -0.1349   0.6473   1.0000
   8.250   0.6978   0.13344   0.12357  -0.1355   0.6369   1.0000
   8.500   0.7128   0.13681   0.12692  -0.1362   0.6316   1.0000
   8.750   0.7195   0.13841   0.12852  -0.1361   0.6203   1.0000
   9.000   0.7534   0.14323   0.13330  -0.1380   0.6152   1.0000
   9.250   0.7416   0.14352   0.13364  -0.1369   0.6041   1.0000
   9.500   0.7785   0.14828   0.13837  -0.1387   0.5979   1.0000
   9.750   0.7641   0.14883   0.13897  -0.1379   0.5889   1.0000
  10.000   0.7932   0.15256   0.14268  -0.1391   0.5810   1.0000
<< Back to MH 112 Airfoil (mh112-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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