MH 116 9.84% (mh116-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: MH 116 9.84% (mh116-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.98 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-mh116-il-50000.txt Download as CSV file: xf-mh116-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: MH 116 9.84%
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 -0.3520 0.10486 0.09876 -0.0294 1.0000 0.2038
-7.500 -0.3440 0.10096 0.09493 -0.0273 1.0000 0.2092
-7.250 -0.3544 0.09970 0.09378 -0.0249 1.0000 0.2153
-7.000 -0.3865 0.10042 0.09469 -0.0216 1.0000 0.2180
-6.750 -0.3748 0.09641 0.09072 -0.0192 1.0000 0.2270
-6.500 -0.4030 0.09646 0.09094 -0.0166 1.0000 0.2316
-6.250 -0.4023 0.09352 0.08807 -0.0139 1.0000 0.2378
-6.000 -0.4221 0.09277 0.08745 -0.0132 1.0000 0.2460
-5.750 -0.4191 0.08975 0.08448 -0.0099 1.0000 0.2567
-5.500 -0.4283 0.08760 0.08243 -0.0089 1.0000 0.2650
-5.250 -0.4387 0.08572 0.08063 -0.0092 1.0000 0.2768
-5.000 -0.4436 0.08362 0.07858 -0.0097 1.0000 0.2901
-4.750 -0.4417 0.08062 0.07565 -0.0067 1.0000 0.3053
-4.500 -0.4405 0.07793 0.07300 -0.0053 1.0000 0.3198
-4.250 -0.4377 0.07503 0.07014 -0.0036 1.0000 0.3352
-4.000 -0.3318 0.04972 0.04302 -0.0538 1.0000 0.1184
-3.750 -0.2992 0.04405 0.03677 -0.0579 1.0000 0.1114
-3.500 -0.2673 0.03998 0.03207 -0.0606 1.0000 0.1149
-3.250 -0.2349 0.03654 0.02790 -0.0627 1.0000 0.1230
-3.000 -0.2066 0.03416 0.02511 -0.0634 1.0000 0.1376
-2.750 -0.1790 0.03220 0.02283 -0.0637 1.0000 0.1586
-2.500 -0.1526 0.03082 0.02110 -0.0638 1.0000 0.1907
-2.250 -0.1296 0.02978 0.02013 -0.0633 1.0000 0.2295
-2.000 -0.1059 0.02889 0.01926 -0.0630 1.0000 0.2779
-1.750 -0.0829 0.02820 0.01868 -0.0624 1.0000 0.3355
-1.500 -0.0589 0.02760 0.01828 -0.0619 1.0000 0.4096
-1.250 -0.0358 0.02699 0.01809 -0.0610 1.0000 0.5171
-1.000 -0.0210 0.02601 0.01808 -0.0575 1.0000 0.6961
-0.750 -0.0096 0.02504 0.01727 -0.0551 1.0000 1.0000
-0.500 0.0151 0.02566 0.01731 -0.0560 1.0000 1.0000
-0.250 0.0372 0.02632 0.01755 -0.0564 1.0000 1.0000
0.000 0.0583 0.02701 0.01791 -0.0566 1.0000 1.0000
0.250 0.0789 0.02775 0.01836 -0.0567 1.0000 1.0000
0.500 0.0990 0.02852 0.01885 -0.0568 1.0000 1.0000
0.750 0.1302 0.02968 0.01975 -0.0590 0.9950 1.0000
1.000 0.1722 0.03115 0.02096 -0.0632 0.9839 1.0000
1.250 0.2094 0.03242 0.02201 -0.0665 0.9726 1.0000
1.500 0.2447 0.03364 0.02306 -0.0693 0.9612 1.0000
1.750 0.2793 0.03485 0.02414 -0.0720 0.9496 1.0000
2.000 0.3140 0.03606 0.02523 -0.0746 0.9376 1.0000
2.250 0.3486 0.03726 0.02635 -0.0771 0.9253 1.0000
2.500 0.3829 0.03845 0.02747 -0.0794 0.9128 1.0000
2.750 0.4168 0.03961 0.02860 -0.0817 0.8997 1.0000
3.000 0.4500 0.04075 0.02972 -0.0836 0.8863 1.0000
3.250 0.4821 0.04185 0.03081 -0.0854 0.8726 1.0000
3.500 0.5122 0.04291 0.03190 -0.0867 0.8583 1.0000
3.750 0.5406 0.04395 0.03296 -0.0878 0.8433 1.0000
4.000 0.5688 0.04498 0.03407 -0.0887 0.8279 1.0000
4.250 0.5974 0.04600 0.03515 -0.0896 0.8122 1.0000
4.500 0.6281 0.04695 0.03618 -0.0905 0.7961 1.0000
4.750 0.6619 0.04779 0.03712 -0.0917 0.7798 1.0000
5.000 0.7001 0.04845 0.03796 -0.0932 0.7637 1.0000
5.250 0.7247 0.04933 0.03896 -0.0930 0.7458 1.0000
5.500 0.7510 0.05010 0.03987 -0.0929 0.7273 1.0000
5.750 0.7898 0.05030 0.04031 -0.0937 0.7097 1.0000
6.000 0.8278 0.05031 0.04053 -0.0941 0.6916 1.0000
6.250 0.8516 0.05083 0.04123 -0.0931 0.6709 1.0000
6.500 0.9051 0.04936 0.04013 -0.0937 0.6529 1.0000
6.750 0.9311 0.04932 0.04031 -0.0922 0.6310 1.0000
7.000 1.0062 0.04496 0.03643 -0.0924 0.6123 1.0000
7.250 1.0681 0.04134 0.03329 -0.0919 0.5879 1.0000
7.500 1.1565 0.03526 0.02765 -0.0926 0.5553 1.0000
7.750 1.2021 0.03269 0.02520 -0.0908 0.5127 1.0000
8.000 1.2245 0.03208 0.02456 -0.0875 0.4658 1.0000
8.250 1.2462 0.03197 0.02425 -0.0843 0.4135 1.0000
8.500 1.2580 0.03300 0.02503 -0.0808 0.3640 1.0000
8.750 1.2712 0.03445 0.02608 -0.0778 0.3165 1.0000
9.000 1.2807 0.03629 0.02764 -0.0748 0.2748 1.0000
9.250 1.2883 0.03837 0.02962 -0.0717 0.2386 1.0000
9.500 1.2978 0.04064 0.03164 -0.0690 0.2044 1.0000
9.750 1.3040 0.04304 0.03397 -0.0661 0.1753 1.0000
10.000 1.3134 0.04581 0.03664 -0.0636 0.1490 1.0000
10.250 1.3305 0.04925 0.03989 -0.0623 0.1254 1.0000
10.500 1.3357 0.05237 0.04322 -0.0596 0.1109 1.0000
10.750 1.3495 0.05645 0.04746 -0.0580 0.0990 1.0000
11.000 1.3434 0.05997 0.05163 -0.0543 0.0939 1.0000
11.250 1.3495 0.06369 0.05538 -0.0526 0.0858 1.0000
11.500 1.3337 0.06708 0.05924 -0.0486 0.0839 1.0000
11.750 1.3178 0.07094 0.06348 -0.0454 0.0825 1.0000
12.000 1.3000 0.07516 0.06805 -0.0429 0.0820 1.0000
12.250 1.2793 0.07972 0.07291 -0.0412 0.0821 1.0000
12.500 1.2558 0.08474 0.07822 -0.0404 0.0825 1.0000
12.750 1.2312 0.09029 0.08401 -0.0406 0.0832 1.0000
13.000 1.2061 0.09642 0.09034 -0.0419 0.0842 1.0000
13.250 1.1821 0.10310 0.09711 -0.0441 0.0852 1.0000
13.500 1.1602 0.11031 0.10444 -0.0471 0.0861 1.0000
13.750 1.1412 0.11791 0.11212 -0.0505 0.0869 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MH 116 9.84% (mh116-il)