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

MH 114 13.02% (mh114-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: MH 114 13.02% (mh114-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.37 at α=5.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-mh114-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-mh114-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: MH 114  13.02%                                  
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.3322   0.13615   0.13061  -0.0171   1.0000   0.1552
  -7.500  -0.3488   0.13617   0.13072  -0.0163   1.0000   0.1584
  -7.250  -0.3730   0.13715   0.13181  -0.0156   1.0000   0.1596
  -7.000  -0.3681   0.13300   0.12773  -0.0141   1.0000   0.1620
  -6.750  -0.3569   0.12937   0.12411  -0.0121   1.0000   0.1670
  -6.500  -0.3647   0.12805   0.12286  -0.0107   1.0000   0.1712
  -6.250  -0.3852   0.12800   0.12290  -0.0094   1.0000   0.1747
  -6.000  -0.4143   0.12875   0.12377  -0.0077   1.0000   0.1760
  -5.750  -0.4254   0.12673   0.12185  -0.0072   1.0000   0.1777
  -5.500  -0.4024   0.12181   0.11692  -0.0042   1.0000   0.1841
  -5.250  -0.4149   0.12061   0.11579  -0.0027   1.0000   0.1889
  -5.000  -0.4389   0.12077   0.11604  -0.0066   1.0000   0.1931
  -4.750  -0.4334   0.11672   0.11205  -0.0031   1.0000   0.1964
  -4.500  -0.4301   0.11416   0.10952  -0.0008   1.0000   0.2028
  -4.250  -0.4411   0.11304   0.10846  -0.0098   1.0000   0.2109
  -4.000  -0.4360   0.10937   0.10483  -0.0021   1.0000   0.2154
  -3.750  -0.4333   0.10768   0.10315  -0.0121   1.0000   0.2279
  -3.500  -0.4329   0.10430   0.09985  -0.0034   1.0000   0.2326
  -3.250  -0.4265   0.10171   0.09727  -0.0086   1.0000   0.2464
  -3.000  -0.4240   0.09932   0.09493  -0.0040   1.0000   0.2551
  -2.750  -0.4065   0.09698   0.09253  -0.0139   1.0000   0.2792
  -2.500  -0.4090   0.09389   0.08955  -0.0069   1.0000   0.2844
  -2.250  -0.3990   0.09133   0.08700  -0.0083   1.0000   0.3011
  -2.000  -0.3771   0.08937   0.08498  -0.0150   1.0000   0.3316
  -1.750  -0.3786   0.08642   0.08213  -0.0089   1.0000   0.3376
  -1.500  -0.1566   0.06320   0.05696  -0.0796   1.0000   0.1421
  -1.250  -0.0888   0.05786   0.05047  -0.0916   1.0000   0.1279
  -1.000  -0.0508   0.05559   0.04772  -0.0958   1.0000   0.1268
  -0.750  -0.0200   0.05438   0.04633  -0.0984   1.0000   0.1322
  -0.500   0.0137   0.05363   0.04513  -0.1011   1.0000   0.1394
  -0.250   0.0436   0.05325   0.04447  -0.1029   1.0000   0.1520
   0.000   0.2334   0.05454   0.04538  -0.1274   0.9200   0.3147
   0.250   0.2713   0.05424   0.04584  -0.1288   0.9022   0.4807
   0.500   0.2995   0.05407   0.04656  -0.1267   0.8899   0.6995
   0.750   0.2863   0.05335   0.04645  -0.1192   0.8852   0.8955
   1.000   0.3317   0.05467   0.04695  -0.1247   0.8702   1.0000
   1.250   0.3731   0.05614   0.04787  -0.1281   0.8563   1.0000
   1.500   0.3897   0.05739   0.04887  -0.1281   0.8468   1.0000
   1.750   0.4176   0.05877   0.04994  -0.1294   0.8342   1.0000
   2.000   0.4501   0.06017   0.05105  -0.1311   0.8217   1.0000
   2.250   0.4928   0.06160   0.05218  -0.1339   0.8094   1.0000
   2.500   0.4966   0.06304   0.05354  -0.1324   0.7997   1.0000
   2.750   0.5228   0.06450   0.05482  -0.1332   0.7882   1.0000
   3.000   0.5597   0.06584   0.05595  -0.1351   0.7760   1.0000
   3.250   0.5699   0.06749   0.05753  -0.1344   0.7662   1.0000
   3.500   0.5905   0.06907   0.05900  -0.1346   0.7552   1.0000
   3.750   0.6248   0.07042   0.06020  -0.1361   0.7435   1.0000
   4.000   0.6353   0.07225   0.06199  -0.1355   0.7339   1.0000
   4.250   0.6531   0.07397   0.06364  -0.1354   0.7230   1.0000
   4.500   0.6885   0.07526   0.06483  -0.1368   0.7119   1.0000
   4.750   0.6931   0.07742   0.06700  -0.1359   0.7024   1.0000
   5.000   0.7109   0.07925   0.06879  -0.1358   0.6918   1.0000
   5.250   0.7521   0.08030   0.06976  -0.1374   0.6811   1.0000
   5.500   0.7433   0.08316   0.07266  -0.1358   0.6721   1.0000
   5.750   0.7655   0.08492   0.07440  -0.1361   0.6616   1.0000
   6.000   0.7909   0.08653   0.07601  -0.1366   0.6516   1.0000
   6.250   0.7895   0.08941   0.07893  -0.1356   0.6426   1.0000
   6.500   0.8203   0.09082   0.08031  -0.1363   0.6319   1.0000
   6.750   0.8180   0.09392   0.08347  -0.1356   0.6239   1.0000
   7.000   0.8362   0.09599   0.08556  -0.1356   0.6137   1.0000
   7.250   0.8621   0.09767   0.08728  -0.1361   0.6038   1.0000
   7.500   0.8552   0.10128   0.09095  -0.1354   0.5963   1.0000
   7.750   0.8882   0.10253   0.09221  -0.1359   0.5848   1.0000
   8.000   0.8740   0.10684   0.09660  -0.1354   0.5797   1.0000
   8.250   0.9011   0.10844   0.09823  -0.1356   0.5679   1.0000
   8.500   0.8914   0.11275   0.10263  -0.1355   0.5641   1.0000
   8.750   0.9167   0.11446   0.10441  -0.1356   0.5518   1.0000
   9.000   0.9084   0.11896   0.10900  -0.1360   0.5495   1.0000
   9.250   0.9068   0.12344   0.11356  -0.1368   0.5499   1.0000
   9.500   0.9153   0.12801   0.11821  -0.1382   0.5530   1.0000
   9.750   0.9339   0.12990   0.12016  -0.1379   0.5374   1.0000
  10.000   0.9837   0.12819   0.11852  -0.1364   0.5068   1.0000
  10.250   0.9744   0.13337   0.12379  -0.1374   0.5063   1.0000
  10.500   0.9082   0.14657   0.13712  -0.1432   0.5718   1.0000
<< Back to MH 114 13.02% (mh114-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to MH 114 13.02% (mh114-il)