MH 113 14.62% (mh113-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: MH 113 14.62% (mh113-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.01 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-mh113-il-50000.txt Download as CSV file: xf-mh113-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: MH 113 14.62%
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 -0.3373 0.14570 0.14016 -0.0151 1.0000 0.1690
-7.750 -0.3624 0.14698 0.14154 -0.0148 1.0000 0.1708
-7.500 -0.3899 0.14830 0.14298 -0.0142 1.0000 0.1714
-7.250 -0.3483 0.13969 0.13433 -0.0118 1.0000 0.1769
-7.000 -0.3509 0.13796 0.13266 -0.0105 1.0000 0.1812
-6.750 -0.3633 0.13722 0.13199 -0.0095 1.0000 0.1855
-6.500 -0.3923 0.13823 0.13311 -0.0086 1.0000 0.1881
-6.250 -0.4276 0.13960 0.13459 -0.0069 1.0000 0.1889
-6.000 -0.3835 0.13175 0.12672 -0.0057 1.0000 0.1945
-5.750 -0.3878 0.13009 0.12511 -0.0041 1.0000 0.1992
-5.500 -0.4070 0.12958 0.12468 -0.0025 1.0000 0.2036
-5.250 -0.4431 0.13050 0.12571 -0.0022 1.0000 0.2062
-5.000 -0.4423 0.12701 0.12228 -0.0007 1.0000 0.2088
-4.750 -0.4305 0.12379 0.11907 0.0023 1.0000 0.2143
-4.500 -0.4398 0.12230 0.11763 0.0027 1.0000 0.2208
-4.250 -0.4590 0.12103 0.11645 -0.0028 1.0000 0.2259
-4.000 -0.4496 0.11758 0.11303 0.0029 1.0000 0.2301
-3.750 -0.4500 0.11552 0.11101 0.0034 1.0000 0.2379
-3.500 -0.4546 0.11294 0.10847 -0.0009 1.0000 0.2456
-3.250 -0.4503 0.11050 0.10607 0.0028 1.0000 0.2513
-3.000 -0.4476 0.10784 0.10343 -0.0030 1.0000 0.2639
-2.750 -0.4362 0.10595 0.10151 -0.0093 1.0000 0.2808
-2.500 -0.4382 0.10288 0.09853 -0.0019 1.0000 0.2843
-2.250 -0.4280 0.10050 0.09614 -0.0054 1.0000 0.3012
-2.000 -0.4258 0.09841 0.09411 -0.0008 1.0000 0.3109
-1.750 -0.4151 0.09603 0.09175 -0.0018 0.9990 0.3279
-1.500 -0.3853 0.09400 0.08967 -0.0089 0.9935 0.3581
-1.250 -0.1318 0.06588 0.05877 -0.0895 0.9907 0.1378
-1.000 -0.0774 0.06390 0.05615 -0.0975 0.9852 0.1380
-0.750 -0.0421 0.06296 0.05510 -0.1011 0.9801 0.1412
-0.500 0.0058 0.06255 0.05423 -0.1065 0.9733 0.1454
-0.250 0.0441 0.06237 0.05340 -0.1100 0.9670 0.1547
0.000 0.0880 0.06311 0.05393 -0.1141 0.9596 0.1724
0.250 0.1136 0.06323 0.05407 -0.1153 0.9507 0.1931
0.500 0.1542 0.06461 0.05547 -0.1186 0.9443 0.2385
0.750 0.1830 0.06507 0.05605 -0.1202 0.9335 0.2982
1.000 0.2102 0.06608 0.05742 -0.1212 0.9263 0.3818
1.250 0.2462 0.06747 0.05937 -0.1228 0.9156 0.5224
1.500 0.2564 0.06782 0.06021 -0.1205 0.9073 0.6363
1.750 0.2660 0.06768 0.06096 -0.1153 0.8981 0.9655
2.000 0.2915 0.06880 0.06147 -0.1186 0.8857 1.0000
2.250 0.3182 0.07107 0.06331 -0.1208 0.8776 1.0000
2.500 0.3583 0.07391 0.06573 -0.1244 0.8648 1.0000
2.750 0.3645 0.07478 0.06645 -0.1233 0.8543 1.0000
3.000 0.3993 0.07784 0.06921 -0.1261 0.8461 1.0000
3.250 0.4160 0.07920 0.07041 -0.1263 0.8330 1.0000
3.500 0.4302 0.08119 0.07226 -0.1265 0.8252 1.0000
3.750 0.4704 0.08433 0.07515 -0.1296 0.8132 1.0000
4.000 0.4688 0.08522 0.07601 -0.1278 0.8034 1.0000
4.250 0.5054 0.08861 0.07919 -0.1306 0.7952 1.0000
4.500 0.5093 0.08968 0.08023 -0.1294 0.7835 1.0000
4.750 0.5326 0.09258 0.08300 -0.1307 0.7767 1.0000
5.000 0.5496 0.09442 0.08477 -0.1310 0.7644 1.0000
5.250 0.5603 0.09679 0.08709 -0.1309 0.7575 1.0000
5.500 0.5897 0.09944 0.08964 -0.1325 0.7459 1.0000
5.750 0.5899 0.10131 0.09150 -0.1315 0.7381 1.0000
6.000 0.6259 0.10457 0.09466 -0.1338 0.7282 1.0000
6.250 0.6204 0.10606 0.09617 -0.1322 0.7190 1.0000
6.500 0.6612 0.10994 0.09996 -0.1350 0.7106 1.0000
6.750 0.6499 0.11106 0.10111 -0.1330 0.7011 1.0000
7.000 0.6888 0.11505 0.10502 -0.1355 0.6933 1.0000
7.250 0.6792 0.11617 0.10619 -0.1339 0.6829 1.0000
7.500 0.7143 0.12021 0.11018 -0.1360 0.6762 1.0000
7.750 0.7078 0.12141 0.11142 -0.1347 0.6650 1.0000
8.000 0.7352 0.12524 0.11523 -0.1363 0.6589 1.0000
8.250 0.7347 0.12677 0.11680 -0.1356 0.6476 1.0000
8.500 0.7559 0.13039 0.12041 -0.1367 0.6414 1.0000
8.750 0.7631 0.13227 0.12232 -0.1365 0.6296 1.0000
9.000 0.7763 0.13561 0.12567 -0.1372 0.6239 1.0000
9.250 0.7889 0.13784 0.12794 -0.1375 0.6123 1.0000
9.500 0.7949 0.14067 0.13080 -0.1378 0.6051 1.0000
9.750 0.8147 0.14352 0.13368 -0.1385 0.5949 1.0000
10.000 0.8169 0.14614 0.13634 -0.1387 0.5875 1.0000
10.250 0.8416 0.14937 0.13960 -0.1397 0.5774 1.0000
10.500 0.8386 0.15158 0.14186 -0.1398 0.5694 1.0000
10.750 0.8644 0.15513 0.14545 -0.1408 0.5604 1.0000
11.000 0.8605 0.15713 0.14749 -0.1409 0.5517 1.0000
11.250 0.8905 0.16121 0.15162 -0.1421 0.5430 1.0000
11.500 0.8821 0.16280 0.15324 -0.1423 0.5348 1.0000
11.750 0.9119 0.16701 0.15753 -0.1433 0.5262 1.0000
12.000 0.9036 0.16837 0.15893 -0.1437 0.5169 1.0000
12.250 0.9333 0.17288 0.16350 -0.1447 0.5093 1.0000
12.500 0.9240 0.17413 0.16478 -0.1453 0.5008 1.0000
12.750 0.9551 0.17884 0.16957 -0.1462 0.4924 1.0000
13.000 0.9446 0.17978 0.17055 -0.1470 0.4836 1.0000
13.250 0.9716 0.18424 0.17511 -0.1478 0.4760 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MH 113 14.62% (mh113-il)