MH 38 9.68% (mh38-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: MH 38 9.68% (mh38-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.69 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-mh38-il-50000.txt Download as CSV file: xf-mh38-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: MH 38 9.68%
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3386 0.10751 0.10125 -0.0337 1.0000 0.1934
-8.250 -0.3159 0.10165 0.09538 -0.0319 1.0000 0.2025
-8.000 -0.3374 0.10189 0.09584 -0.0328 1.0000 0.2071
-7.750 -0.3175 0.09664 0.09060 -0.0310 1.0000 0.2164
-7.500 -0.3443 0.09717 0.09139 -0.0299 1.0000 0.2207
-7.250 -0.3333 0.09319 0.08747 -0.0276 1.0000 0.2319
-7.000 -0.3607 0.09353 0.08802 -0.0241 1.0000 0.2338
-6.750 -0.3602 0.09081 0.08538 -0.0207 1.0000 0.2438
-6.500 -0.3867 0.09084 0.08558 -0.0172 1.0000 0.2466
-6.250 -0.4126 0.09069 0.08557 -0.0159 1.0000 0.2483
-6.000 -0.4151 0.08826 0.08321 -0.0123 1.0000 0.2610
-5.750 -0.4206 0.08613 0.08116 -0.0093 1.0000 0.2735
-5.500 -0.4263 0.08395 0.07905 -0.0068 1.0000 0.2843
-5.250 -0.4336 0.08186 0.07704 -0.0051 1.0000 0.2965
-5.000 -0.4391 0.07968 0.07491 -0.0036 1.0000 0.3094
-4.750 -0.4420 0.07720 0.07249 -0.0020 1.0000 0.3252
-4.500 -0.4479 0.07521 0.07053 -0.0031 1.0000 0.3464
-4.250 -0.3740 0.05547 0.04970 -0.0434 1.0000 0.1551
-4.000 -0.3363 0.04718 0.04066 -0.0510 1.0000 0.1308
-3.750 -0.3057 0.04240 0.03525 -0.0545 1.0000 0.1334
-3.500 -0.2772 0.03887 0.03115 -0.0566 1.0000 0.1431
-3.250 -0.2449 0.03533 0.02679 -0.0584 1.0000 0.1503
-3.000 -0.2225 0.03383 0.02508 -0.0584 1.0000 0.1712
-2.750 -0.1956 0.03186 0.02267 -0.0588 1.0000 0.1875
-2.500 -0.1720 0.03070 0.02131 -0.0587 1.0000 0.2134
-2.250 -0.1480 0.02960 0.02001 -0.0585 1.0000 0.2408
-2.000 -0.1254 0.02892 0.01921 -0.0583 1.0000 0.2772
-1.750 -0.1035 0.02825 0.01858 -0.0577 1.0000 0.3146
-1.500 -0.0801 0.02778 0.01817 -0.0575 1.0000 0.3656
-1.250 -0.0564 0.02730 0.01790 -0.0572 1.0000 0.4370
-1.000 -0.0281 0.02645 0.01782 -0.0571 0.9973 0.5907
-0.750 0.0018 0.02529 0.01728 -0.0572 0.9894 1.0000
-0.500 0.0453 0.02645 0.01776 -0.0614 0.9815 1.0000
-0.250 0.0778 0.02728 0.01817 -0.0637 0.9731 1.0000
0.000 0.1140 0.02831 0.01879 -0.0665 0.9650 1.0000
0.250 0.1483 0.02929 0.01948 -0.0689 0.9564 1.0000
0.500 0.1777 0.03020 0.02015 -0.0705 0.9479 1.0000
0.750 0.2137 0.03131 0.02103 -0.0733 0.9392 1.0000
1.000 0.2417 0.03223 0.02175 -0.0746 0.9302 1.0000
1.250 0.2698 0.03322 0.02260 -0.0759 0.9210 1.0000
1.500 0.3039 0.03436 0.02360 -0.0782 0.9119 1.0000
1.750 0.3311 0.03536 0.02450 -0.0793 0.9022 1.0000
2.000 0.3552 0.03638 0.02544 -0.0799 0.8924 1.0000
2.250 0.3847 0.03751 0.02650 -0.0814 0.8823 1.0000
2.500 0.4197 0.03870 0.02765 -0.0836 0.8721 1.0000
2.750 0.4413 0.03976 0.02870 -0.0838 0.8612 1.0000
3.000 0.4639 0.04089 0.02982 -0.0841 0.8502 1.0000
3.250 0.4893 0.04207 0.03100 -0.0849 0.8388 1.0000
3.500 0.5165 0.04327 0.03222 -0.0858 0.8273 1.0000
3.750 0.5450 0.04447 0.03346 -0.0868 0.8153 1.0000
4.000 0.5743 0.04566 0.03474 -0.0878 0.8029 1.0000
4.250 0.6030 0.04684 0.03599 -0.0887 0.7901 1.0000
4.500 0.6312 0.04800 0.03724 -0.0894 0.7770 1.0000
4.750 0.6563 0.04918 0.03852 -0.0897 0.7633 1.0000
5.000 0.6781 0.05040 0.03989 -0.0895 0.7490 1.0000
5.250 0.6982 0.05166 0.04127 -0.0892 0.7343 1.0000
5.500 0.7180 0.05295 0.04268 -0.0888 0.7192 1.0000
5.750 0.7391 0.05420 0.04407 -0.0884 0.7035 1.0000
6.000 0.7632 0.05534 0.04537 -0.0882 0.6875 1.0000
6.250 0.7920 0.05625 0.04655 -0.0882 0.6714 1.0000
6.500 0.8282 0.05674 0.04729 -0.0885 0.6554 1.0000
6.750 0.8426 0.05812 0.04883 -0.0873 0.6375 1.0000
7.000 0.8636 0.05912 0.05005 -0.0864 0.6192 1.0000
7.250 0.9073 0.05858 0.04986 -0.0860 0.6015 1.0000
7.500 0.9213 0.05977 0.05134 -0.0844 0.5815 1.0000
7.750 0.9731 0.05767 0.04972 -0.0832 0.5613 1.0000
8.000 1.1160 0.04379 0.03699 -0.0800 0.5311 1.0000
8.250 1.1877 0.03274 0.02647 -0.0724 0.4599 1.0000
8.500 1.1872 0.03150 0.02496 -0.0653 0.3781 1.0000
8.750 1.1662 0.03330 0.02586 -0.0582 0.2837 1.0000
9.000 1.1438 0.03663 0.02828 -0.0529 0.2155 1.0000
9.250 1.1312 0.04043 0.03129 -0.0490 0.1635 1.0000
9.500 1.1315 0.04374 0.03405 -0.0463 0.1267 1.0000
9.750 1.1718 0.04700 0.03714 -0.0451 0.0934 1.0000
10.000 1.2471 0.05293 0.04298 -0.0486 0.0751 1.0000
10.250 1.2591 0.05647 0.04713 -0.0466 0.0720 1.0000
10.500 1.2673 0.06005 0.05109 -0.0447 0.0684 1.0000
10.750 1.2880 0.06506 0.05612 -0.0447 0.0641 1.0000
11.000 1.2910 0.06976 0.06121 -0.0430 0.0638 1.0000
11.250 1.2825 0.07333 0.06520 -0.0402 0.0642 1.0000
11.500 1.2650 0.07655 0.06881 -0.0371 0.0648 1.0000
11.750 1.2358 0.08000 0.07267 -0.0348 0.0658 1.0000
12.000 1.2072 0.08450 0.07752 -0.0340 0.0668 1.0000
12.250 1.1792 0.08981 0.08312 -0.0347 0.0678 1.0000
12.500 1.1507 0.09596 0.08952 -0.0366 0.0690 1.0000
12.750 1.1229 0.10295 0.09671 -0.0396 0.0706 1.0000
13.000 1.0988 0.11049 0.10438 -0.0434 0.0724 1.0000
13.250 1.0794 0.11826 0.11222 -0.0474 0.0739 1.0000
13.500 1.0674 0.12564 0.11964 -0.0509 0.0750 1.0000
13.750 1.0617 0.13269 0.12670 -0.0537 0.0757 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MH 38 9.68% (mh38-il)