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=5


Details Polar file
Airfoil: MILEY M06-13-128 (miley-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.99 at α=7.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-miley-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-miley-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.2777   0.12737   0.12081  -0.0173   0.6701   0.0852
  -9.500  -0.2809   0.12600   0.11954  -0.0214   0.6697   0.0863
  -9.250  -0.2783   0.12308   0.11671  -0.0244   0.6690   0.0870
  -9.000  -0.2520   0.11701   0.11060  -0.0226   0.6681   0.0904
  -8.750  -0.2425   0.11384   0.10745  -0.0241   0.6673   0.0940
  -8.500  -0.2385   0.11133   0.10500  -0.0267   0.6664   0.0978
  -8.250  -0.2495   0.11024   0.10403  -0.0324   0.6656   0.1006
  -8.000  -0.2343   0.10561   0.09943  -0.0325   0.6645   0.1027
  -7.750  -0.2192   0.10205   0.09584  -0.0325   0.6633   0.1063
  -7.500  -0.2143   0.09931   0.09314  -0.0346   0.6623   0.1109
  -7.250  -0.2323   0.09862   0.09258  -0.0412   0.6615   0.1151
  -7.000  -0.2168   0.09425   0.08822  -0.0405   0.6607   0.1177
  -6.750  -0.2042   0.09110   0.08508  -0.0409   0.6600   0.1219
  -6.500  -0.2152   0.08976   0.08371  -0.0496   0.6593   0.1303
  -6.250  -0.1956   0.08549   0.07949  -0.0467   0.6583   0.1336
  -6.000  -0.1855   0.08269   0.07667  -0.0480   0.6573   0.1385
  -5.750  -0.1797   0.07988   0.07383  -0.0510   0.6563   0.1481
  -5.500  -0.1539   0.07276   0.06636  -0.0589   0.6550   0.0665
  -5.250  -0.1374   0.06872   0.06213  -0.0617   0.6537   0.0524
  -5.000  -0.1184   0.06484   0.05775  -0.0649   0.6525   0.0441
  -4.750  -0.1026   0.06199   0.05481  -0.0658   0.6514   0.0431
  -4.500  -0.0856   0.05937   0.05198  -0.0667   0.6500   0.0424
  -4.250  -0.0677   0.05688   0.04921  -0.0673   0.6485   0.0422
  -4.000  -0.0488   0.05458   0.04656  -0.0675   0.6469   0.0424
  -3.750  -0.0290   0.05246   0.04406  -0.0674   0.6454   0.0424
  -3.500  -0.0084   0.05049   0.04168  -0.0670   0.6442   0.0425
  -3.250   0.0131   0.04867   0.03944  -0.0665   0.6430   0.0421
  -3.000   0.0349   0.04715   0.03756  -0.0665   0.6412   0.0417
  -2.750   0.0568   0.04597   0.03604  -0.0665   0.6389   0.0416
  -2.500   0.0794   0.04489   0.03460  -0.0663   0.6368   0.0419
  -2.250   0.1029   0.04401   0.03336  -0.0659   0.6348   0.0429
  -2.000   0.1268   0.04320   0.03226  -0.0654   0.6329   0.0462
  -1.750   0.1515   0.04243   0.03134  -0.0651   0.6309   0.0503
  -1.500   0.1796   0.04175   0.03038  -0.0646   0.6292   0.0533
  -1.250   0.2026   0.04180   0.03015  -0.0647   0.6266   0.0582
  -1.000   0.2211   0.04185   0.03019  -0.0647   0.6235   0.0669
  -0.750   0.2416   0.04189   0.03005  -0.0642   0.6206   0.0752
  -0.500   0.3223   0.03820   0.02937  -0.0737   0.6186   1.0000
  -0.250   0.3426   0.03890   0.02954  -0.0725   0.6163   1.0000
   0.000   0.3621   0.03968   0.02992  -0.0716   0.6139   1.0000
   0.250   0.3708   0.04106   0.03111  -0.0711   0.6092   1.0000
   0.500   0.3868   0.04202   0.03180  -0.0702   0.6056   1.0000
   0.750   0.4071   0.04279   0.03227  -0.0694   0.6028   1.0000
   1.000   0.4298   0.04347   0.03268  -0.0685   0.6004   1.0000
   1.250   0.4316   0.04515   0.03427  -0.0676   0.5941   1.0000
   1.500   0.4492   0.04608   0.03501  -0.0668   0.5903   1.0000
   1.750   0.4730   0.04676   0.03547  -0.0661   0.5875   1.0000
   2.000   0.4758   0.04836   0.03699  -0.0650   0.5811   1.0000
   2.250   0.4922   0.04936   0.03784  -0.0642   0.5765   1.0000
   2.500   0.5173   0.05004   0.03836  -0.0636   0.5735   1.0000
   2.750   0.5172   0.05171   0.03997  -0.0623   0.5661   1.0000
   3.000   0.5367   0.05261   0.04075  -0.0615   0.5616   1.0000
   3.250   0.5646   0.05323   0.04125  -0.0611   0.5588   1.0000
   3.500   0.5572   0.05502   0.04300  -0.0591   0.5497   1.0000
   3.750   0.5835   0.05570   0.04360  -0.0588   0.5459   1.0000
   4.000   0.5822   0.05728   0.04513  -0.0570   0.5378   1.0000
   4.250   0.6039   0.05809   0.04588  -0.0564   0.5330   1.0000
   4.500   0.6110   0.05943   0.04718  -0.0552   0.5259   1.0000
   4.750   0.6279   0.06040   0.04811  -0.0545   0.5200   1.0000
   5.250   0.6546   0.06258   0.05027  -0.0528   0.5067   1.0000
   5.500   0.6655   0.06378   0.05146  -0.0519   0.4996   1.0000
   5.750   0.6827   0.06468   0.05234  -0.0513   0.4934   1.0000
   6.000   0.6900   0.06605   0.05372  -0.0504   0.4853   1.0000
   6.250   0.7122   0.06668   0.05436  -0.0499   0.4801   1.0000
   6.750   0.7427   0.06859   0.05636  -0.0486   0.4669   1.0000
   7.000   0.7458   0.07029   0.05809  -0.0479   0.4574   1.0000
   7.250   0.7739   0.07043   0.05826  -0.0474   0.4537   1.0000
   7.500   0.7747   0.07240   0.06028  -0.0468   0.4437   1.0000
   8.000   0.8024   0.07466   0.06270  -0.0457   0.4299   1.0000
   8.250   0.8087   0.07647   0.06457  -0.0453   0.4215   1.0000
   8.500   0.8286   0.07713   0.06532  -0.0448   0.4162   1.0000
   8.750   0.8329   0.07925   0.06751  -0.0445   0.4075   1.0000
   9.000   0.8529   0.07994   0.06829  -0.0440   0.4025   1.0000
   9.250   0.8560   0.08233   0.07080  -0.0438   0.3939   1.0000
   9.500   0.8754   0.08306   0.07165  -0.0433   0.3889   1.0000
   9.750   0.8777   0.08568   0.07435  -0.0433   0.3805   1.0000
  10.000   0.8951   0.08669   0.07549  -0.0429   0.3755   1.0000
  10.250   0.8982   0.08936   0.07826  -0.0429   0.3677   1.0000
  10.500   0.9126   0.09073   0.07975  -0.0426   0.3621   1.0000
  10.750   0.9383   0.09074   0.07998  -0.0419   0.3592   1.0000
  11.000   0.9267   0.09542   0.08473  -0.0426   0.3490   1.0000
  11.250   0.9508   0.09558   0.08507  -0.0419   0.3458   1.0000
  11.500   0.9394   0.10040   0.08997  -0.0427   0.3360   1.0000
  11.750   0.9601   0.10106   0.09081  -0.0422   0.3325   1.0000
  12.000   0.9498   0.10596   0.09579  -0.0432   0.3236   1.0000
  12.250   0.9678   0.10691   0.09693  -0.0428   0.3193   1.0000
  12.500   0.9611   0.11145   0.10158  -0.0438   0.3115   1.0000
  12.750   0.9740   0.11315   0.10350  -0.0437   0.3063   1.0000
<< Back to MILEY M06-13-128 (miley-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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