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=5


Details Polar file
Airfoil: KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 4.66 at α=-8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-kenmar-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-kenmar-il-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750   0.4078   0.13213   0.12291  -0.1437   0.4851   0.0951
 -11.500   0.4164   0.13019   0.12099  -0.1446   0.4847   0.0965
 -11.250   0.4223   0.12824   0.11907  -0.1457   0.4844   0.0981
 -11.000   0.4201   0.12637   0.11722  -0.1473   0.4842   0.0996
 -10.750   0.4193   0.12437   0.11526  -0.1486   0.4839   0.0999
 -10.250   0.4230   0.11982   0.11078  -0.1510   0.4833   0.1002
  -9.750   0.4314   0.10968   0.10062  -0.1533   0.4827   0.0749
  -9.500   0.4436   0.10814   0.09915  -0.1531   0.4822   0.0743
  -9.250   0.4519   0.10620   0.09728  -0.1533   0.4818   0.0735
  -9.000   0.4570   0.10394   0.09508  -0.1537   0.4813   0.0727
  -8.750   0.4593   0.10137   0.09257  -0.1543   0.4809   0.0718
  -8.500   0.4584   0.09840   0.08967  -0.1550   0.4806   0.0709
  -8.000   0.2893   0.06675   0.05772  -0.1723   0.4814   0.0677
  -7.750   0.2482   0.06198   0.05283  -0.1733   0.4813   0.0676
  -7.500   0.2169   0.05902   0.04977  -0.1722   0.4811   0.0676
  -7.250   0.1888   0.05721   0.04789  -0.1695   0.4809   0.0676
  -7.000   0.1618   0.05629   0.04692  -0.1653   0.4806   0.0676
  -6.750   0.1379   0.05547   0.04605  -0.1614   0.4803   0.0677
  -6.500   0.1201   0.05466   0.04518  -0.1581   0.4799   0.0678
  -6.250   0.1064   0.05400   0.04444  -0.1548   0.4795   0.0679
  -6.000   0.0950   0.05354   0.04391  -0.1513   0.4790   0.0680
  -5.750   0.0861   0.05339   0.04379  -0.1474   0.4783   0.0681
  -5.500   0.0744   0.05344   0.04387  -0.1430   0.4773   0.0682
  -5.250   0.0583   0.05372   0.04421  -0.1379   0.4760   0.0683
  -5.000   0.0339   0.05437   0.04494  -0.1318   0.4747   0.0684
  -4.750  -0.0249   0.05624   0.04697  -0.1212   0.4733   0.0682
  -4.500  -0.1124   0.06128   0.05240  -0.1096   0.4703   0.0677
  -4.250  -0.1344   0.06342   0.05455  -0.1071   0.4677   0.0677
  -4.000  -0.1352   0.06444   0.05543  -0.1068   0.4660   0.0679
  -3.750  -0.1275   0.06514   0.05605  -0.1070   0.4647   0.0682
  -3.500  -0.1119   0.06537   0.05622  -0.1072   0.4638   0.0685
  -3.250  -0.0923   0.06542   0.05621  -0.1076   0.4631   0.0690
  -3.000  -0.1654   0.07355   0.06450  -0.1059   0.4566   0.0685
  -2.750  -0.1785   0.07636   0.06732  -0.1057   0.4536   0.0686
  -2.500  -0.1737   0.07779   0.06874  -0.1060   0.4517   0.0688
  -2.250  -0.1638   0.07890   0.06983  -0.1064   0.4501   0.0692
  -2.000  -0.1499   0.07977   0.07066  -0.1068   0.4486   0.0697
  -1.750  -0.1310   0.08029   0.07113  -0.1074   0.4471   0.0702
  -1.500  -0.1088   0.08063   0.07140  -0.1079   0.4457   0.0709
  -1.250  -0.0852   0.08094   0.07162  -0.1085   0.4446   0.0717
  -1.000  -0.0607   0.08125   0.07186  -0.1090   0.4436   0.0725
  -0.750  -0.0362   0.08168   0.07220  -0.1094   0.4429   0.0734
  -0.500  -0.0104   0.08216   0.07256  -0.1099   0.4422   0.0746
  -0.250   0.0151   0.08265   0.07308  -0.1103   0.4416   0.0759
   0.250  -0.0211   0.08965   0.08024  -0.1104   0.4337   0.0762
   0.500  -0.0090   0.09110   0.08174  -0.1108   0.4319   0.0772
   0.750   0.0058   0.09246   0.08313  -0.1113   0.4304   0.0785
   1.000   0.0227   0.09371   0.08438  -0.1118   0.4292   0.0799
   1.250   0.0418   0.09487   0.08552  -0.1123   0.4280   0.0813
   1.750   0.0919   0.09650   0.08719  -0.1137   0.4255   0.0844
   2.000   0.1209   0.09725   0.08798  -0.1146   0.4246   0.0865
   2.250   0.1516   0.09801   0.08872  -0.1156   0.4238   0.0892
   2.500   0.1836   0.09883   0.08954  -0.1167   0.4232   0.0924
   3.000   0.1537   0.10525   0.09615  -0.1174   0.4142   0.0935
   3.250   0.1753   0.10654   0.09747  -0.1184   0.4122   0.0978
   3.500   0.1987   0.10788   0.09886  -0.1196   0.4108   0.1030
   3.750   0.2239   0.10917   0.10019  -0.1207   0.4097   0.1107
   4.000   0.2527   0.11043   0.10153  -0.1223   0.4088   0.1224
   5.000   0.3380   0.11968   0.11276  -0.1355   0.3976   0.4488
   5.250   0.3332   0.12016   0.11371  -0.1293   0.3963   0.5486
   5.500   0.3520   0.12152   0.11504  -0.1288   0.3951   0.6004
   5.750   0.3810   0.12317   0.11654  -0.1303   0.3941   0.6334
   6.250   0.3785   0.12758   0.12100  -0.1283   0.3862   0.6604
   6.500   0.3858   0.12899   0.12240  -0.1261   0.3843   0.6822
   6.750   0.3847   0.12951   0.12295  -0.1209   0.3829   0.6977
   7.000   0.3888   0.13006   0.12349  -0.1167   0.3817   0.7141
   7.250   0.4025   0.13078   0.12416  -0.1142   0.3807   0.7300
<< Back to KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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