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