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

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
<< Back to MH 115 11.06% (mh115-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to MH 115 11.06% (mh115-il)