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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MH 82 13.31% (mh82-il)