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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MH 112 Airfoil (mh112-il)