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

MH 82 13.31% (mh82-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: MH 82 13.31% (mh82-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 11.13 at α=1.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-mh82-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-mh82-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: MH 82  13.31%                                   
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.3622   0.11925   0.11392   0.0038   1.0000   0.2012
  -8.750  -0.3189   0.11124   0.10593   0.0064   1.0000   0.2091
  -8.500  -0.3309   0.11047   0.10532   0.0025   1.0000   0.2177
  -8.250  -0.3050   0.10482   0.09976   0.0028   1.0000   0.2242
  -8.000  -0.3112   0.10339   0.09849  -0.0007   1.0000   0.2348
  -7.750  -0.2856   0.09819   0.09340  -0.0011   1.0000   0.2427
  -7.500  -0.3129   0.09858   0.09404  -0.0074   1.0000   0.2534
  -7.250  -0.2658   0.09208   0.08760  -0.0063   1.0000   0.2656
  -7.000  -0.2640   0.08965   0.08536  -0.0090   1.0000   0.2755
  -6.750  -0.2768   0.08955   0.08542  -0.0102   0.9873   0.2861
  -6.500  -0.2331   0.08374   0.07960  -0.0180   0.9635   0.3099
  -6.250  -0.2086   0.08043   0.07627  -0.0248   0.9360   0.3408
  -6.000  -0.1596   0.07511   0.07088  -0.0256   0.9131   0.3692
  -5.500  -0.1451   0.07088   0.06660  -0.0230   0.8651   0.4166
  -5.250  -0.1831   0.05533   0.04983  -0.0624   0.8542   0.1523
  -5.000  -0.1683   0.05099   0.04493  -0.0632   0.8380   0.1327
  -4.750  -0.1523   0.04807   0.04181  -0.0623   0.8214   0.1282
  -4.500  -0.1366   0.04475   0.03747  -0.0618   0.8066   0.1184
  -4.250  -0.1170   0.04227   0.03473  -0.0607   0.7913   0.1171
  -4.000  -0.0961   0.04012   0.03217  -0.0593   0.7770   0.1164
  -3.750  -0.0737   0.03840   0.02985  -0.0577   0.7635   0.1185
  -3.500  -0.0518   0.03674   0.02817  -0.0563   0.7496   0.1248
  -3.250  -0.0274   0.03547   0.02653  -0.0552   0.7351   0.1310
  -3.000  -0.0032   0.03431   0.02524  -0.0541   0.7212   0.1426
  -2.750   0.0220   0.03323   0.02402  -0.0527   0.7086   0.1620
  -2.500   0.0482   0.03197   0.02269  -0.0508   0.6976   0.2011
  -2.250   0.0724   0.03054   0.02189  -0.0501   0.6844   0.2949
  -2.000   0.2052   0.02661   0.02016  -0.0586   0.6658   1.0000
  -1.750   0.2213   0.02717   0.02034  -0.0580   0.6541   1.0000
  -1.500   0.2374   0.02748   0.02023  -0.0559   0.6450   1.0000
  -1.250   0.2560   0.02836   0.02086  -0.0558   0.6324   1.0000
  -1.000   0.2742   0.02903   0.02122  -0.0546   0.6231   1.0000
  -0.750   0.2927   0.02979   0.02172  -0.0536   0.6127   1.0000
  -0.500   0.3108   0.03083   0.02255  -0.0531   0.6028   1.0000
  -0.250   0.3299   0.03149   0.02296  -0.0517   0.5943   1.0000
   0.000   0.3467   0.03293   0.02425  -0.0517   0.5849   1.0000
   0.250   0.3661   0.03368   0.02478  -0.0503   0.5770   1.0000
   0.500   0.3809   0.03534   0.02632  -0.0503   0.5681   1.0000
   0.750   0.3991   0.03640   0.02722  -0.0493   0.5605   1.0000
   1.000   0.4151   0.03793   0.02861  -0.0488   0.5538   1.0000
   1.250   0.4251   0.04019   0.03081  -0.0491   0.5458   1.0000
   1.500   0.4506   0.04050   0.03088  -0.0472   0.5404   1.0000
   1.750   0.4461   0.04448   0.03491  -0.0489   0.5328   1.0000
   2.000   0.4551   0.04684   0.03719  -0.0490   0.5276   1.0000
   2.250   0.4871   0.04688   0.03702  -0.0471   0.5227   1.0000
   2.500   0.4666   0.05214   0.04234  -0.0493   0.5186   1.0000
   2.750   0.4568   0.05599   0.04616  -0.0501   0.5171   1.0000
   3.000   0.4503   0.05935   0.04946  -0.0501   0.5181   1.0000
   3.250   0.4492   0.06238   0.05242  -0.0500   0.5195   1.0000
   3.500   0.4563   0.06523   0.05520  -0.0503   0.5212   1.0000
   3.750   0.3304   0.07515   0.06549  -0.0570   0.6650   1.0000
   4.000   0.3374   0.07687   0.06711  -0.0562   0.6547   1.0000
   4.250   0.3718   0.08022   0.07034  -0.0577   0.6451   1.0000
   4.500   0.3686   0.08104   0.07109  -0.0559   0.6326   1.0000
   5.000   0.3969   0.08545   0.07534  -0.0558   0.6141   1.0000
   5.250   0.4206   0.08875   0.07855  -0.0566   0.6078   1.0000
   5.500   0.4284   0.09013   0.07988  -0.0558   0.5948   1.0000
   5.750   0.4337   0.09212   0.08182  -0.0552   0.5860   1.0000
   6.000   0.4549   0.09478   0.08442  -0.0556   0.5770   1.0000
   6.250   0.4585   0.09680   0.08640  -0.0552   0.5690   1.0000
   6.500   0.4799   0.09950   0.08906  -0.0555   0.5595   1.0000
   6.750   0.4816   0.10138   0.09091  -0.0550   0.5508   1.0000
   7.000   0.5056   0.10441   0.09390  -0.0555   0.5418   1.0000
   7.250   0.5059   0.10640   0.09587  -0.0551   0.5349   1.0000
   7.500   0.5226   0.10894   0.09838  -0.0553   0.5258   1.0000
   7.750   0.5350   0.11202   0.10145  -0.0556   0.5202   1.0000
   8.000   0.5428   0.11380   0.10322  -0.0554   0.5092   1.0000
   8.250   0.5683   0.11815   0.10754  -0.0563   0.5046   1.0000
   8.500   0.5595   0.11868   0.10807  -0.0556   0.4940   1.0000
   8.750   0.5914   0.12331   0.11272  -0.0565   0.4890   1.0000
   9.000   0.5774   0.12382   0.11323  -0.0560   0.4797   1.0000
   9.250   0.6041   0.12769   0.11711  -0.0566   0.4729   1.0000
<< Back to MH 82 13.31% (mh82-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to MH 82 13.31% (mh82-il)