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

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
<< Back to KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il)