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

MILEY M06-13-128 (miley-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: MILEY M06-13-128 (miley-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.84 at α=7.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-miley-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-miley-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: MILEY M06-13-128                                
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.1995   0.12473   0.11931  -0.0462   0.8405   0.1443
 -10.000  -0.2080   0.12474   0.11940  -0.0513   0.8402   0.1481
  -9.750  -0.1790   0.11832   0.11296  -0.0511   0.8387   0.1560
  -9.500  -0.1823   0.11746   0.11216  -0.0554   0.8384   0.1622
  -9.250  -0.1605   0.11242   0.10712  -0.0561   0.8375   0.1689
  -9.000  -0.1633   0.11142   0.10619  -0.0603   0.8376   0.1767
  -8.750  -0.1408   0.10671   0.10147  -0.0610   0.8371   0.1852
  -8.500  -0.1514   0.10663   0.10148  -0.0662   0.8375   0.1920
  -8.250  -0.1277   0.10200   0.09685  -0.0662   0.8368   0.2045
  -8.000  -0.1140   0.09871   0.09358  -0.0676   0.8362   0.2150
  -7.750  -0.1107   0.09658   0.09151  -0.0701   0.8360   0.2248
  -7.500  -0.1196   0.09615   0.09116  -0.0736   0.8365   0.2359
  -7.250  -0.1142   0.09380   0.08882  -0.0746   0.8368   0.2506
  -7.000  -0.1093   0.09180   0.08687  -0.0752   0.8375   0.2652
  -6.750  -0.0809   0.08759   0.08265  -0.0741   0.8372   0.2877
  -6.500  -0.0814   0.08630   0.08141  -0.0740   0.8379   0.3054
  -6.250  -0.0910   0.08571   0.08089  -0.0731   0.8391   0.3224
  -6.000  -0.0812   0.08353   0.07875  -0.0713   0.8395   0.3466
  -5.750  -0.0935   0.08330   0.07861  -0.0691   0.8418   0.3661
  -5.500  -0.1325   0.08473   0.08019  -0.0632   0.8485   0.3657
  -5.250  -0.1507   0.08456   0.08009  -0.0581   0.8529   0.3781
  -4.500  -0.5129   0.09829   0.09458  -0.0027   1.0000   0.2323
  -4.250   0.1273   0.06496   0.06013  -0.0614   0.8394   0.8139
  -4.000   0.0955   0.06644   0.06175  -0.0547   0.8451   0.8254
  -3.750   0.0594   0.06774   0.06320  -0.0472   0.8532   0.8270
  -3.500   0.0184   0.06913   0.06474  -0.0374   0.8668   0.8450
  -3.250  -0.0256   0.07038   0.06613  -0.0282   0.8829   0.8491
  -1.500  -0.4034   0.06950   0.06629   0.0527   1.0000   0.8222
  -1.250  -0.5325   0.06712   0.06404   0.0612   1.0000   0.7049
   0.000  -0.1689   0.04981   0.04068  -0.0302   1.0000   0.1170
   0.250  -0.1467   0.04902   0.03961  -0.0298   1.0000   0.1130
   0.500  -0.1227   0.04850   0.03872  -0.0295   1.0000   0.1109
   0.750  -0.1005   0.04837   0.03831  -0.0292   1.0000   0.1140
   1.000  -0.0791   0.04845   0.03811  -0.0287   1.0000   0.1176
   1.250  -0.0492   0.04876   0.03819  -0.0297   0.9993   0.1223
   1.500  -0.0008   0.05033   0.03956  -0.0341   0.9897   0.1394
   1.750   0.0477   0.05185   0.04114  -0.0387   0.9774   0.1841
   2.000   0.1124   0.05203   0.04303  -0.0463   0.9631   1.0000
   2.250   0.1581   0.05525   0.04569  -0.0512   0.9421   1.0000
   2.500   0.1920   0.05736   0.04744  -0.0538   0.9156   1.0000
   2.750   0.2207   0.05939   0.04919  -0.0555   0.8922   1.0000
   3.000   0.2529   0.06176   0.05131  -0.0576   0.8725   1.0000
   3.250   0.2871   0.06470   0.05399  -0.0600   0.8557   1.0000
   3.500   0.3008   0.06559   0.05475  -0.0590   0.8327   1.0000
   4.000   0.3541   0.07026   0.05911  -0.0612   0.7999   1.0000
   4.250   0.3795   0.07273   0.06146  -0.0621   0.7847   1.0000
   4.500   0.3895   0.07391   0.06257  -0.0608   0.7676   1.0000
   4.750   0.4051   0.07560   0.06419  -0.0604   0.7510   1.0000
   5.000   0.4229   0.07758   0.06609  -0.0603   0.7361   1.0000
   5.250   0.4402   0.07959   0.06805  -0.0603   0.7216   1.0000
   5.500   0.4571   0.08168   0.07009  -0.0602   0.7081   1.0000
   5.750   0.4741   0.08388   0.07225  -0.0602   0.6952   1.0000
   6.000   0.4966   0.08658   0.07493  -0.0608   0.6839   1.0000
   6.250   0.5209   0.08938   0.07772  -0.0616   0.6716   1.0000
   6.750   0.5371   0.09266   0.08099  -0.0600   0.6459   1.0000
   7.000   0.5446   0.09458   0.08291  -0.0594   0.6347   1.0000
   7.250   0.5581   0.09706   0.08541  -0.0594   0.6253   1.0000
   7.500   0.5858   0.10037   0.08876  -0.0605   0.6158   1.0000
   7.750   0.5836   0.10161   0.09003  -0.0593   0.6050   1.0000
   8.000   0.5927   0.10407   0.09251  -0.0593   0.5972   1.0000
   8.250   0.6158   0.10712   0.09560  -0.0600   0.5884   1.0000
   8.500   0.6126   0.10869   0.09720  -0.0592   0.5797   1.0000
   8.750   0.6417   0.11261   0.10118  -0.0604   0.5737   1.0000
   9.000   0.6325   0.11369   0.10229  -0.0594   0.5655   1.0000
   9.250   0.6624   0.11783   0.10655  -0.0607   0.5596   1.0000
   9.500   0.6509   0.11883   0.10759  -0.0598   0.5529   1.0000
   9.750   0.6712   0.12213   0.11096  -0.0605   0.5470   1.0000
  10.000   0.6727   0.12454   0.11342  -0.0606   0.5427   1.0000
  10.250   0.6818   0.12686   0.11582  -0.0608   0.5352   1.0000
  10.500   0.7087   0.13157   0.12063  -0.0621   0.5316   1.0000
  10.750   0.6947   0.13220   0.12130  -0.0615   0.5262   1.0000
  11.000   0.7112   0.13533   0.12458  -0.0621   0.5200   1.0000
<< Back to MILEY M06-13-128 (miley-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to MILEY M06-13-128 (miley-il)