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

MH 83 13.29% (mh83-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: MH 83 13.29% (mh83-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 12.76 at α=1°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-mh83-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-mh83-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: MH 83  13.29%                                   
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.2489   0.12406   0.11831  -0.0057   1.0000   0.1623
  -9.500  -0.2389   0.12114   0.11548  -0.0072   1.0000   0.1683
  -9.250  -0.2472   0.12135   0.11583  -0.0110   1.0000   0.1729
  -9.000  -0.2299   0.11609   0.11067  -0.0119   1.0000   0.1762
  -8.750  -0.2107   0.11202   0.10668  -0.0125   1.0000   0.1835
  -8.500  -0.2186   0.11209   0.10693  -0.0167   1.0000   0.1899
  -8.250  -0.1956   0.10657   0.10152  -0.0171   1.0000   0.1958
  -8.000  -0.1884   0.10458   0.09969  -0.0190   1.0000   0.2039
  -7.750  -0.2142   0.10626   0.10161  -0.0169   1.0000   0.2055
  -7.500  -0.2409   0.10882   0.10432  -0.0212   0.9855   0.2080
  -7.250  -0.1801   0.10031   0.09575  -0.0269   0.9732   0.2232
  -7.000  -0.1328   0.09402   0.08944  -0.0349   0.9587   0.2349
  -6.750  -0.1023   0.08977   0.08517  -0.0429   0.9401   0.2481
  -6.500  -0.1042   0.09000   0.08540  -0.0508   0.9141   0.2619
  -6.250  -0.0544   0.08313   0.07846  -0.0499   0.8976   0.2751
  -6.000  -0.0468   0.08087   0.07620  -0.0506   0.8777   0.2850
  -5.750  -0.0617   0.08171   0.07707  -0.0532   0.8567   0.2986
  -5.500  -0.0352   0.07752   0.07284  -0.0489   0.8400   0.3116
  -5.250  -0.0273   0.07545   0.07076  -0.0477   0.8237   0.3253
  -5.000  -0.0220   0.07367   0.06899  -0.0464   0.8088   0.3422
  -4.750  -0.0149   0.07192   0.06725  -0.0453   0.7932   0.3607
  -4.500  -0.0077   0.07019   0.06553  -0.0442   0.7786   0.3792
  -4.250  -0.0001   0.06849   0.06384  -0.0430   0.7649   0.3983
  -4.000   0.0416   0.05264   0.04661  -0.0892   0.7584   0.1556
  -3.750   0.0654   0.04827   0.04175  -0.0923   0.7455   0.1423
  -3.500   0.0908   0.04539   0.03843  -0.0932   0.7340   0.1376
  -3.250   0.1171   0.04281   0.03536  -0.0937   0.7227   0.1368
  -3.000   0.1431   0.04103   0.03300  -0.0944   0.7097   0.1395
  -2.750   0.1684   0.03940   0.03118  -0.0938   0.6989   0.1449
  -2.500   0.1952   0.03812   0.02954  -0.0933   0.6876   0.1529
  -2.250   0.2195   0.03741   0.02869  -0.0931   0.6754   0.1658
  -2.000   0.2487   0.03613   0.02704  -0.0916   0.6673   0.1910
  -1.750   0.2706   0.03596   0.02705  -0.0916   0.6545   0.2283
  -1.500   0.2939   0.03550   0.02674  -0.0903   0.6452   0.2980
  -1.250   0.3164   0.03512   0.02671  -0.0891   0.6351   0.3848
  -1.000   0.3365   0.03506   0.02705  -0.0877   0.6254   0.4843
  -0.750   0.3539   0.03451   0.02710  -0.0846   0.6171   0.6177
  -0.500   0.3790   0.03383   0.02727  -0.0828   0.6079   1.0000
  -0.250   0.4110   0.03465   0.02738  -0.0844   0.5993   1.0000
   0.000   0.4318   0.03632   0.02869  -0.0853   0.5899   1.0000
   0.250   0.4570   0.03725   0.02926  -0.0852   0.5819   1.0000
   0.500   0.4760   0.03905   0.03082  -0.0857   0.5743   1.0000
   0.750   0.4921   0.04114   0.03273  -0.0865   0.5663   1.0000
   1.000   0.5252   0.04115   0.03238  -0.0852   0.5613   1.0000
   1.250   0.5188   0.04575   0.03702  -0.0876   0.5522   1.0000
   1.500   0.5417   0.04707   0.03813  -0.0874   0.5466   1.0000
   1.750   0.5603   0.04899   0.03987  -0.0875   0.5420   1.0000
   2.000   0.5409   0.05439   0.04532  -0.0898   0.5379   1.0000
   2.250   0.5340   0.05802   0.04888  -0.0903   0.5353   1.0000
   2.500   0.5283   0.06155   0.05234  -0.0906   0.5355   1.0000
   2.750   0.5273   0.06503   0.05574  -0.0912   0.5382   1.0000
   3.000   0.5336   0.06818   0.05880  -0.0918   0.5405   1.0000
   3.250   0.5470   0.07126   0.06178  -0.0928   0.5442   1.0000
   3.500   0.4342   0.08124   0.07226  -0.0994   0.6704   1.0000
   3.750   0.4433   0.08336   0.07426  -0.0990   0.6620   1.0000
   4.000   0.4686   0.08592   0.07667  -0.0996   0.6515   1.0000
   4.250   0.4716   0.08761   0.07826  -0.0987   0.6413   1.0000
   4.500   0.5002   0.09065   0.08117  -0.0998   0.6333   1.0000
   4.750   0.4996   0.09229   0.08273  -0.0988   0.6243   1.0000
   5.000   0.5267   0.09527   0.08559  -0.0996   0.6158   1.0000
   5.250   0.5270   0.09698   0.08724  -0.0987   0.6062   1.0000
   5.500   0.5561   0.10019   0.09034  -0.0996   0.5978   1.0000
   5.750   0.5533   0.10180   0.09191  -0.0987   0.5886   1.0000
   6.000   0.5771   0.10478   0.09481  -0.0994   0.5811   1.0000
   6.250   0.5809   0.10706   0.09705  -0.0991   0.5737   1.0000
   6.500   0.5998   0.10964   0.09957  -0.0993   0.5641   1.0000
   6.750   0.6085   0.11235   0.10223  -0.0993   0.5576   1.0000
   7.000   0.6208   0.11452   0.10437  -0.0992   0.5475   1.0000
   7.250   0.6571   0.11954   0.10933  -0.1007   0.5436   1.0000
   7.500   0.6386   0.11953   0.10932  -0.0994   0.5326   1.0000
   7.750   0.6710   0.12383   0.11358  -0.1003   0.5270   1.0000
<< Back to MH 83 13.29% (mh83-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to MH 83 13.29% (mh83-il)