MH 115 11.06% (mh115-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: MH 115 11.06% (mh115-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 28.6 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-mh115-il-50000.txt Download as CSV file: xf-mh115-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: MH 115 11.06%
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 -0.3116 0.11871 0.11286 -0.0234 1.0000 0.1661
-7.500 -0.3308 0.11895 0.11323 -0.0217 1.0000 0.1691
-7.250 -0.3576 0.12002 0.11445 -0.0197 1.0000 0.1702
-7.000 -0.3446 0.11505 0.10951 -0.0178 1.0000 0.1740
-6.750 -0.3455 0.11288 0.10740 -0.0155 1.0000 0.1792
-6.500 -0.3624 0.11245 0.10708 -0.0133 1.0000 0.1831
-6.250 -0.3905 0.11313 0.10790 -0.0113 1.0000 0.1853
-6.000 -0.4128 0.11306 0.10798 -0.0129 1.0000 0.1868
-5.750 -0.3912 0.10759 0.10248 -0.0072 1.0000 0.1937
-5.500 -0.4062 0.10676 0.10174 -0.0073 1.0000 0.2003
-5.250 -0.4173 0.10496 0.10006 -0.0091 1.0000 0.2035
-5.000 -0.4101 0.10182 0.09693 -0.0046 1.0000 0.2113
-4.750 -0.4209 0.10041 0.09560 -0.0106 1.0000 0.2190
-4.500 -0.4154 0.09727 0.09250 -0.0043 1.0000 0.2284
-4.250 -0.4168 0.09476 0.09004 -0.0069 1.0000 0.2370
-4.000 -0.4125 0.09249 0.08779 -0.0114 1.0000 0.2510
-3.750 -0.4102 0.08970 0.08506 -0.0055 1.0000 0.2615
-3.500 -0.4055 0.08693 0.08232 -0.0057 1.0000 0.2737
-3.250 -0.3988 0.08418 0.07960 -0.0065 1.0000 0.2889
-3.000 -0.3861 0.08169 0.07710 -0.0104 1.0000 0.3137
-2.750 -0.3767 0.07873 0.07417 -0.0108 1.0000 0.3325
-2.500 -0.1858 0.05519 0.04858 -0.0723 1.0000 0.1395
-2.250 -0.1568 0.05162 0.04491 -0.0750 1.0000 0.1362
-2.000 -0.1071 0.04689 0.03946 -0.0821 1.0000 0.1301
-1.750 -0.0659 0.04420 0.03608 -0.0864 1.0000 0.1359
-1.500 -0.0323 0.04241 0.03389 -0.0888 1.0000 0.1464
-1.250 0.0291 0.04108 0.03176 -0.0952 0.9911 0.1709
-1.000 0.0825 0.04047 0.03107 -0.1002 0.9793 0.2093
-0.750 0.1310 0.04015 0.03075 -0.1042 0.9685 0.2719
-0.500 0.1791 0.03998 0.03086 -0.1078 0.9587 0.3885
-0.250 0.2115 0.03950 0.03119 -0.1083 0.9492 0.5632
0.000 0.2167 0.03829 0.03118 -0.1021 0.9411 0.8644
0.250 0.2608 0.03926 0.03126 -0.1072 0.9294 1.0000
0.500 0.2987 0.04042 0.03192 -0.1102 0.9182 1.0000
0.750 0.3259 0.04144 0.03260 -0.1115 0.9070 1.0000
1.000 0.3574 0.04257 0.03341 -0.1133 0.8956 1.0000
1.250 0.3936 0.04376 0.03431 -0.1157 0.8843 1.0000
1.500 0.4276 0.04489 0.03521 -0.1177 0.8730 1.0000
1.750 0.4506 0.04597 0.03611 -0.1182 0.8609 1.0000
2.000 0.4778 0.04711 0.03710 -0.1191 0.8489 1.0000
2.250 0.5093 0.04827 0.03810 -0.1206 0.8371 1.0000
2.500 0.5493 0.04934 0.03902 -0.1231 0.8257 1.0000
2.750 0.5694 0.05049 0.04009 -0.1230 0.8130 1.0000
3.000 0.5914 0.05169 0.04122 -0.1231 0.8001 1.0000
3.250 0.6158 0.05289 0.04236 -0.1236 0.7874 1.0000
3.500 0.6435 0.05404 0.04346 -0.1243 0.7750 1.0000
3.750 0.6774 0.05503 0.04439 -0.1256 0.7629 1.0000
4.000 0.7083 0.05600 0.04535 -0.1264 0.7504 1.0000
4.250 0.7257 0.05735 0.04671 -0.1259 0.7367 1.0000
4.500 0.7448 0.05872 0.04807 -0.1256 0.7232 1.0000
4.750 0.7657 0.06004 0.04941 -0.1254 0.7099 1.0000
5.000 0.7889 0.06130 0.05068 -0.1254 0.6968 1.0000
5.250 0.8161 0.06233 0.05177 -0.1256 0.6839 1.0000
5.500 0.8599 0.06246 0.05195 -0.1268 0.6727 1.0000
5.750 0.8738 0.06405 0.05359 -0.1260 0.6585 1.0000
6.000 0.8885 0.06566 0.05524 -0.1252 0.6443 1.0000
6.250 0.9027 0.06737 0.05706 -0.1244 0.6304 1.0000
6.500 0.9186 0.06899 0.05875 -0.1237 0.6166 1.0000
6.750 0.9355 0.07059 0.06043 -0.1231 0.6031 1.0000
7.000 0.9553 0.07195 0.06187 -0.1225 0.5896 1.0000
7.250 0.9806 0.07287 0.06292 -0.1220 0.5769 1.0000
7.500 1.0264 0.07186 0.06206 -0.1219 0.5656 1.0000
7.750 1.0331 0.07424 0.06453 -0.1208 0.5513 1.0000
8.000 1.0412 0.07651 0.06692 -0.1198 0.5369 1.0000
8.250 1.0467 0.07918 0.06969 -0.1188 0.5229 1.0000
8.500 1.0547 0.08162 0.07224 -0.1179 0.5089 1.0000
8.750 1.0628 0.08416 0.07488 -0.1171 0.4954 1.0000
9.000 1.0742 0.08633 0.07717 -0.1163 0.4820 1.0000
9.250 1.0918 0.08777 0.07877 -0.1153 0.4689 1.0000
9.500 1.1761 0.08042 0.07175 -0.1127 0.4583 1.0000
9.750 1.4199 0.05455 0.04663 -0.1134 0.4427 1.0000
10.000 1.4287 0.05566 0.04788 -0.1106 0.4261 1.0000
10.250 1.1413 0.09579 0.08734 -0.1116 0.4156 1.0000
10.500 1.1232 0.10226 0.09386 -0.1122 0.4030 1.0000
10.750 1.1223 0.10636 0.09809 -0.1121 0.3906 1.0000
11.000 1.1349 0.10850 0.10037 -0.1113 0.3780 1.0000
11.250 1.1615 0.10835 0.10041 -0.1094 0.3652 1.0000
11.500 1.5969 0.05583 0.04856 -0.1029 0.3039 1.0000
11.750 1.6015 0.05768 0.05050 -0.1001 0.2887 1.0000
12.000 1.3683 0.08342 0.07655 -0.0938 0.3185 1.0000
12.250 1.1573 0.12609 0.11856 -0.1107 0.3207 1.0000
12.500 1.1122 0.13862 0.13100 -0.1161 0.3170 1.0000
12.750 1.5810 0.06866 0.06207 -0.0883 0.2436 1.0000
13.000 1.5361 0.07516 0.06885 -0.0852 0.2426 1.0000
13.250 1.4752 0.08481 0.07867 -0.0844 0.2446 1.0000
13.500 1.4038 0.09852 0.09246 -0.0870 0.2472 1.0000
13.750 1.5573 0.08159 0.07551 -0.0805 0.2045 1.0000
14.000 1.5175 0.08901 0.08316 -0.0799 0.2040 1.0000
14.250 1.0428 0.18948 0.18217 -0.1419 0.3696 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MH 115 11.06% (mh115-il)