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

MH 84 13.69% (mh84-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: MH 84 13.69% (mh84-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.22 at α=1.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-mh84-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-mh84-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: MH 84  13.69%                                   
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.2517   0.12886   0.12263  -0.0027   1.0000   0.1708
  -9.750  -0.2571   0.12859   0.12246  -0.0056   1.0000   0.1762
  -9.500  -0.2696   0.12917   0.12320  -0.0092   1.0000   0.1776
  -9.250  -0.2283   0.11992   0.11396  -0.0071   1.0000   0.1831
  -9.000  -0.2183   0.11710   0.11123  -0.0082   1.0000   0.1890
  -8.750  -0.2306   0.11779   0.11207  -0.0119   1.0000   0.1944
  -8.500  -0.2160   0.11287   0.10725  -0.0128   1.0000   0.1971
  -8.250  -0.1933   0.10826   0.10272  -0.0128   1.0000   0.2026
  -8.000  -0.1900   0.10645   0.10105  -0.0147   1.0000   0.2102
  -7.750  -0.2199   0.10929   0.10415  -0.0186   1.0000   0.2136
  -7.500  -0.1847   0.10174   0.09667  -0.0170   1.0000   0.2179
  -7.250  -0.1984   0.10166   0.09677  -0.0136   1.0000   0.2205
  -7.000  -0.2289   0.10329   0.09858  -0.0088   1.0000   0.2214
  -6.750  -0.2419   0.10321   0.09862  -0.0074   0.9970   0.2254
  -6.500  -0.2422   0.10246   0.09793  -0.0188   0.9758   0.2339
  -6.250  -0.1810   0.09506   0.09048  -0.0235   0.9658   0.2494
  -6.000  -0.1408   0.08966   0.08508  -0.0303   0.9525   0.2613
  -5.750  -0.1233   0.08686   0.08229  -0.0392   0.9347   0.2755
  -5.500  -0.0814   0.08208   0.07748  -0.0436   0.9210   0.2897
  -5.250  -0.0559   0.07821   0.07360  -0.0478   0.9052   0.2999
  -5.000  -0.0520   0.07691   0.07232  -0.0525   0.8864   0.3159
  -4.750  -0.0507   0.05801   0.05250  -0.0886   0.8730   0.1445
  -4.500  -0.0221   0.05350   0.04780  -0.0925   0.8596   0.1432
  -4.250  -0.0012   0.04937   0.04331  -0.0958   0.8443   0.1429
  -4.000   0.0251   0.04488   0.03815  -0.0995   0.8304   0.1440
  -3.750   0.0556   0.04322   0.03649  -0.0998   0.8177   0.1540
  -3.500   0.0826   0.04082   0.03369  -0.1007   0.8034   0.1651
  -3.250   0.1065   0.03944   0.03204  -0.1007   0.7885   0.1815
  -3.000   0.1335   0.03851   0.03103  -0.1000   0.7756   0.2051
  -2.750   0.1622   0.03733   0.02962  -0.0994   0.7629   0.2373
  -2.500   0.1830   0.03709   0.02938  -0.0982   0.7480   0.2685
  -2.250   0.2079   0.03657   0.02884  -0.0969   0.7356   0.3027
  -2.000   0.2346   0.03595   0.02809  -0.0958   0.7231   0.3385
  -1.750   0.2552   0.03597   0.02813  -0.0947   0.7088   0.3680
  -1.500   0.2837   0.03534   0.02740  -0.0931   0.6987   0.4033
  -1.250   0.3058   0.03540   0.02739  -0.0923   0.6843   0.4360
  -1.000   0.3267   0.03553   0.02760  -0.0910   0.6716   0.4676
  -0.750   0.3549   0.03502   0.02704  -0.0892   0.6615   0.5091
  -0.500   0.3741   0.03556   0.02764  -0.0884   0.6473   0.5475
  -0.250   0.4023   0.03492   0.02702  -0.0859   0.6390   0.6030
   0.000   0.4179   0.03555   0.02787  -0.0847   0.6249   0.6593
   0.250   0.4320   0.03546   0.02813  -0.0814   0.6146   0.7451
   0.500   0.4772   0.03464   0.02733  -0.0837   0.6029   1.0000
   0.750   0.5011   0.03619   0.02850  -0.0852   0.5895   1.0000
   1.000   0.5362   0.03597   0.02783  -0.0841   0.5814   1.0000
   1.250   0.5508   0.03820   0.02994  -0.0850   0.5675   1.0000
   1.500   0.5824   0.03827   0.02968  -0.0838   0.5596   1.0000
   1.750   0.5969   0.04042   0.03174  -0.0843   0.5465   1.0000
   2.000   0.6155   0.04211   0.03330  -0.0842   0.5364   1.0000
   2.250   0.6380   0.04326   0.03429  -0.0837   0.5266   1.0000
   2.500   0.6477   0.04600   0.03697  -0.0841   0.5158   1.0000
   2.750   0.6718   0.04700   0.03782  -0.0834   0.5072   1.0000
   3.000   0.6725   0.05082   0.04163  -0.0843   0.4971   1.0000
   3.250   0.6905   0.05253   0.04325  -0.0840   0.4886   1.0000
   3.500   0.6937   0.05610   0.04677  -0.0846   0.4806   1.0000
   3.750   0.6662   0.06239   0.05310  -0.0864   0.4731   1.0000
   4.000   0.7438   0.05812   0.04856  -0.0828   0.4664   1.0000
   4.250   0.6731   0.06891   0.05949  -0.0868   0.4615   1.0000
   4.500   0.6566   0.07410   0.06467  -0.0880   0.4595   1.0000
   4.750   0.6490   0.07856   0.06912  -0.0891   0.4583   1.0000
   5.000   0.6445   0.08295   0.07348  -0.0903   0.4589   1.0000
   5.250   0.6499   0.08717   0.07768  -0.0916   0.4629   1.0000
   5.500   0.6687   0.09090   0.08136  -0.0926   0.4654   1.0000
   5.750   0.5704   0.10291   0.09372  -0.1013   0.5568   1.0000
   6.000   0.5836   0.10535   0.09609  -0.1013   0.5462   1.0000
   6.250   0.6174   0.11010   0.10075  -0.1025   0.5412   1.0000
   6.500   0.6020   0.11073   0.10137  -0.1014   0.5286   1.0000
<< Back to MH 84 13.69% (mh84-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to MH 84 13.69% (mh84-il)