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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MH 114 13.02% (mh114-il)