KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 3 at α=14° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-kenmar-il-100000.txt Download as CSV file: xf-kenmar-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.0186 0.19002 0.18584 -0.0697 0.6247 0.1401
-6.750 -0.0156 0.18876 0.18456 -0.0702 0.6224 0.1437
-6.500 -0.0772 0.18771 0.18353 -0.0731 0.6208 0.1482
-6.250 -0.0215 0.18505 0.18083 -0.0729 0.6193 0.1499
-6.000 -0.0992 0.18758 0.18346 -0.0642 0.6065 0.1491
-5.750 -0.0894 0.18645 0.18234 -0.0617 0.6004 0.1503
-5.500 -0.0766 0.18545 0.18133 -0.0605 0.5970 0.1526
-5.250 -0.0701 0.18431 0.18019 -0.0602 0.5946 0.1562
-5.000 -0.1606 0.18253 0.17843 -0.0632 0.5932 0.1632
-4.750 -0.1050 0.17985 0.17573 -0.0624 0.5917 0.1648
-4.500 -0.0694 0.17908 0.17494 -0.0622 0.5905 0.1670
-4.250 -0.0483 0.17858 0.17441 -0.0628 0.5896 0.1706
-4.000 -0.1499 0.17958 0.17558 -0.0514 0.5749 0.1673
-3.750 -0.1469 0.17852 0.17452 -0.0500 0.5710 0.1698
-3.500 -0.1492 0.17708 0.17308 -0.0493 0.5683 0.1737
-3.250 -0.2539 0.17169 0.16775 -0.0504 0.5668 0.1808
-3.000 -0.1931 0.17115 0.16717 -0.0497 0.5649 0.1826
-2.750 -0.1640 0.17084 0.16684 -0.0491 0.5635 0.1853
-2.500 -0.1511 0.17019 0.16617 -0.0489 0.5625 0.1897
-2.250 -0.2783 0.16201 0.15805 -0.0511 0.5618 0.1997
-2.000 -0.2335 0.16882 0.16494 -0.0397 0.5520 0.1908
-1.750 -0.3611 0.15818 0.15437 -0.0431 0.5490 0.2000
-1.500 -0.3438 0.15889 0.15510 -0.0376 0.5449 0.2011
-1.250 -0.3240 0.15906 0.15528 -0.0343 0.5418 0.2029
-1.000 -0.3032 0.11209 0.10576 -0.0986 0.5420 0.1208
-0.750 -0.2706 0.11106 0.10456 -0.1019 0.5397 0.1199
-0.500 -0.2301 0.11047 0.10368 -0.1065 0.5379 0.1187
-0.250 -0.1848 0.11046 0.10333 -0.1114 0.5365 0.1170
0.000 -0.1360 0.11122 0.10369 -0.1164 0.5355 0.1154
0.250 -0.0880 0.11290 0.10502 -0.1206 0.5347 0.1149
0.500 -0.0412 0.11550 0.10736 -0.1241 0.5340 0.1153
0.750 0.0060 0.11919 0.11086 -0.1271 0.5334 0.1163
1.000 -0.1030 0.11142 0.10335 -0.1189 0.5184 0.1149
1.250 -0.0758 0.11231 0.10409 -0.1203 0.5157 0.1155
1.500 -0.0468 0.11348 0.10513 -0.1217 0.5135 0.1165
1.750 -0.0159 0.11499 0.10652 -0.1230 0.5119 0.1180
2.000 0.0177 0.11703 0.10839 -0.1244 0.5106 0.1206
2.250 0.0514 0.11926 0.11063 -0.1257 0.5096 0.1234
2.500 0.0877 0.12221 0.11366 -0.1271 0.5088 0.1269
2.750 0.1268 0.12585 0.11727 -0.1286 0.5081 0.1307
3.000 0.1679 0.13041 0.12184 -0.1300 0.5075 0.1351
3.250 0.0653 0.12175 0.11329 -0.1245 0.4942 0.1299
3.500 0.0866 0.12310 0.11462 -0.1248 0.4915 0.1328
3.750 0.1101 0.12456 0.11619 -0.1252 0.4893 0.1365
4.000 0.1375 0.12648 0.11823 -0.1259 0.4875 0.1422
4.250 0.1687 0.12890 0.12075 -0.1270 0.4861 0.1510
4.500 0.2053 0.13208 0.12412 -0.1289 0.4851 0.1672
5.500 0.2266 0.13684 0.13151 -0.1290 0.4709 0.6460
5.750 0.2295 0.13800 0.13261 -0.1244 0.4683 0.6736
6.000 0.2320 0.13909 0.13365 -0.1193 0.4664 0.6934
6.250 0.2383 0.14050 0.13500 -0.1147 0.4648 0.7122
6.500 0.2484 0.14237 0.13679 -0.1108 0.4636 0.7309
6.750 0.2619 0.14481 0.13915 -0.1071 0.4627 0.7495
7.000 0.2745 0.14766 0.14193 -0.1028 0.4620 0.7688
7.250 0.2775 0.15020 0.14444 -0.0954 0.4615 0.7911
7.500 0.2826 0.15349 0.14769 -0.0883 0.4612 0.8201
7.750 0.2294 0.14573 0.14014 -0.0942 0.4506 0.7945
8.000 0.2244 0.14580 0.14019 -0.0882 0.4482 0.8161
8.250 0.2225 0.14606 0.14043 -0.0825 0.4461 0.8412
8.500 0.2152 0.14564 0.13998 -0.0750 0.4446 0.8638
8.750 0.2204 0.14647 0.14075 -0.0703 0.4433 0.8868
9.000 0.2318 0.14798 0.14219 -0.0671 0.4424 0.9018
9.250 0.2580 0.15143 0.14554 -0.0672 0.4417 0.9084
9.500 0.2984 0.15725 0.15124 -0.0703 0.4412 0.9114
9.750 0.2402 0.15084 0.14504 -0.0695 0.4340 0.9115
10.000 0.2610 0.15273 0.14687 -0.0718 0.4304 0.9131
10.250 0.2845 0.15480 0.14888 -0.0739 0.4280 0.9141
10.500 0.3087 0.15697 0.15098 -0.0756 0.4262 0.9153
10.750 0.3350 0.15965 0.15360 -0.0771 0.4248 0.9173
11.000 0.3662 0.16352 0.15739 -0.0789 0.4239 0.9196
11.250 0.4045 0.16925 0.16304 -0.0816 0.4233 0.9211
11.500 0.3633 0.16468 0.15862 -0.0826 0.4174 0.9213
11.750 0.3821 0.16655 0.16046 -0.0847 0.4139 0.9222
12.000 0.4055 0.16870 0.16257 -0.0869 0.4113 0.9231
12.250 0.4329 0.17137 0.16519 -0.0891 0.4094 0.9242
12.500 0.4641 0.17513 0.16890 -0.0914 0.4082 0.9255
12.750 0.4976 0.18027 0.17399 -0.0935 0.4076 0.9275
13.000 0.4687 0.17733 0.17116 -0.0953 0.4024 0.9282
13.250 0.4856 0.17901 0.17282 -0.0970 0.3987 0.9298
13.500 0.5083 0.18113 0.17492 -0.0989 0.3961 0.9310
13.750 0.5347 0.18399 0.17775 -0.1008 0.3946 0.9323
14.000 0.5651 0.18826 0.18198 -0.1028 0.3936 0.9337
14.250 0.5524 0.18784 0.18163 -0.1056 0.3898 0.9342
14.500 0.5690 0.18962 0.18342 -0.1079 0.3854 0.9354
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il)