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=5


Details Polar file
Airfoil: MH 112 Airfoil (mh112-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 14.24 at α=6°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-mh112-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-mh112-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000   0.0165   0.12346   0.11644  -0.0962   0.8957   0.1156
  -8.750   0.0056   0.12274   0.11578  -0.0941   0.8857   0.1165
  -8.500   0.0042   0.12086   0.11393  -0.0969   0.8804   0.1178
  -8.250   0.0156   0.11756   0.11062  -0.1002   0.8772   0.1180
  -7.750   0.0124   0.10812   0.10112  -0.0996   0.8625   0.0674
  -7.500   0.0256   0.10457   0.09757  -0.1020   0.8591   0.0648
  -7.000   0.0019   0.10029   0.09338  -0.0998   0.8425   0.0607
  -6.750  -0.0019   0.09841   0.09154  -0.0986   0.8359   0.0598
  -6.500  -0.0163   0.09732   0.09052  -0.0956   0.8267   0.0592
  -6.250  -0.0164   0.09412   0.08734  -0.0968   0.8219   0.0582
  -6.000  -0.0401   0.09335   0.08667  -0.0929   0.8112   0.0576
  -5.750  -0.0449   0.08934   0.08267  -0.0952   0.8048   0.0565
  -5.500  -0.0578   0.08404   0.07735  -0.0992   0.7971   0.0549
  -5.250  -0.0634   0.08109   0.07442  -0.0999   0.7887   0.0545
  -5.000  -0.0494   0.07472   0.06791  -0.1072   0.7844   0.0541
  -4.750  -0.0470   0.06989   0.06291  -0.1115   0.7771   0.0538
  -4.500  -0.0292   0.06278   0.05528  -0.1205   0.7706   0.0545
  -4.250   0.0040   0.05863   0.05075  -0.1265   0.7669   0.0564
  -4.000   0.0461   0.05446   0.04602  -0.1330   0.7644   0.0592
  -3.750   0.0673   0.05198   0.04297  -0.1353   0.7575   0.0606
  -3.500   0.0951   0.05021   0.04084  -0.1372   0.7519   0.0627
  -3.250   0.1310   0.04858   0.03883  -0.1396   0.7483   0.0673
  -3.000   0.1696   0.04712   0.03712  -0.1419   0.7456   0.0729
  -2.750   0.1842   0.04687   0.03661  -0.1411   0.7379   0.0771
  -2.500   0.2096   0.04638   0.03598  -0.1414   0.7322   0.0842
  -2.250   0.2439   0.04553   0.03496  -0.1426   0.7287   0.0952
  -2.000   0.2807   0.04468   0.03411  -0.1441   0.7262   0.1097
  -1.750   0.2855   0.04548   0.03485  -0.1419   0.7164   0.1199
  -1.500   0.3155   0.04514   0.03453  -0.1426   0.7118   0.1418
  -1.250   0.3523   0.04457   0.03397  -0.1442   0.7088   0.1741
  -1.000   0.3682   0.04515   0.03455  -0.1434   0.7015   0.2019
  -0.750   0.3904   0.04544   0.03491  -0.1434   0.6951   0.2390
  -0.500   0.4242   0.04520   0.03482  -0.1444   0.6915   0.2911
  -0.250   0.4616   0.04481   0.03455  -0.1456   0.6889   0.3543
   0.000   0.4611   0.04643   0.03627  -0.1431   0.6781   0.3858
   0.250   0.4901   0.04649   0.03646  -0.1431   0.6739   0.4476
   0.500   0.5233   0.04627   0.03632  -0.1433   0.6711   0.5137
   0.750   0.5228   0.04796   0.03810  -0.1406   0.6606   0.5500
   1.000   0.5473   0.04810   0.03832  -0.1397   0.6560   0.6098
   1.250   0.5754   0.04779   0.03810  -0.1387   0.6531   0.6759
   1.500   0.5715   0.04942   0.03987  -0.1353   0.6426   0.7213
   1.750   0.5856   0.04922   0.03986  -0.1323   0.6378   0.8155
   2.000   0.6159   0.04872   0.03921  -0.1321   0.6345   1.0000
   2.250   0.6168   0.05096   0.04133  -0.1307   0.6231   1.0000
   2.500   0.6491   0.05132   0.04142  -0.1316   0.6189   1.0000
   2.750   0.6865   0.05126   0.04110  -0.1327   0.6162   1.0000
   3.000   0.6831   0.05377   0.04355  -0.1308   0.6040   1.0000
   3.250   0.7157   0.05393   0.04352  -0.1314   0.6001   1.0000
   3.500   0.7528   0.05371   0.04309  -0.1321   0.5975   1.0000
   3.750   0.7456   0.05659   0.04596  -0.1301   0.5846   1.0000
   4.000   0.7795   0.05653   0.04574  -0.1305   0.5812   1.0000
   4.500   0.8066   0.05938   0.04844  -0.1289   0.5651   1.0000
   4.750   0.8415   0.05910   0.04804  -0.1293   0.5622   1.0000
   5.000   0.8347   0.06220   0.05115  -0.1275   0.5493   1.0000
   5.250   0.8662   0.06215   0.05100  -0.1276   0.5457   1.0000
   5.750   0.8912   0.06524   0.05403  -0.1260   0.5294   1.0000
   6.000   0.9245   0.06492   0.05362  -0.1260   0.5265   1.0000
   6.250   0.9157   0.06849   0.05724  -0.1245   0.5132   1.0000
   6.500   0.9469   0.06826   0.05694  -0.1244   0.5097   1.0000
   7.000   0.9681   0.07185   0.06054  -0.1228   0.4931   1.0000
   7.250   1.0015   0.07127   0.05992  -0.1226   0.4905   1.0000
   7.500   0.9889   0.07558   0.06429  -0.1214   0.4766   1.0000
   7.750   1.0199   0.07518   0.06386  -0.1211   0.4736   1.0000
   8.250   1.0377   0.07926   0.06798  -0.1198   0.4567   1.0000
   8.750   1.0533   0.08372   0.07252  -0.1186   0.4401   1.0000
   9.000   1.0852   0.08298   0.07176  -0.1181   0.4376   1.0000
   9.500   1.0974   0.08794   0.07681  -0.1170   0.4208   1.0000
  10.000   1.1081   0.09324   0.08222  -0.1162   0.4042   1.0000
  10.500   1.1173   0.09888   0.08798  -0.1157   0.3878   1.0000
  11.000   1.1246   0.10496   0.09417  -0.1156   0.3717   1.0000
  11.250   1.1533   0.10424   0.09349  -0.1148   0.3691   1.0000
  11.500   1.1313   0.11125   0.10060  -0.1157   0.3561   1.0000
  11.750   1.1571   0.11092   0.10031  -0.1150   0.3530   1.0000
  12.250   1.1602   0.11784   0.10737  -0.1156   0.3372   1.0000
  12.500   1.1879   0.11706   0.10664  -0.1147   0.3349   1.0000
  13.000   1.1884   0.12447   0.11421  -0.1157   0.3191   1.0000
  13.250   1.1645   0.13243   0.12226  -0.1180   0.3070   1.0000
  13.500   1.1874   0.13231   0.12220  -0.1173   0.3036   1.0000
  14.000   1.1859   0.14039   0.13045  -0.1193   0.2887   1.0000
  14.250   1.2108   0.13979   0.12990  -0.1184   0.2860   1.0000
  14.500   1.1858   0.14829   0.13849  -0.1217   0.2744   1.0000
  14.750   1.2068   0.14839   0.13865  -0.1211   0.2711   1.0000
  15.250   1.2037   0.15694   0.14736  -0.1242   0.2568   1.0000
  15.500   1.2263   0.15662   0.14712  -0.1234   0.2541   1.0000
  16.000   1.2212   0.16563   0.15628  -0.1272   0.2400   1.0000
  16.250   1.2162   0.17074   0.16145  -0.1295   0.2332   1.0000
<< Back to MH 112 Airfoil (mh112-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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