Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to MH 113 14.62% (mh113-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to MH 113 14.62% (mh113-il)