KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 5.06 at α=-7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-kenmar-il-200000.txt Download as CSV file: xf-kenmar-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-16.500 0.2436 0.16916 0.16185 -0.1287 0.5062 0.0647
-16.250 0.2543 0.16701 0.15971 -0.1301 0.5060 0.0657
-16.000 0.2624 0.16483 0.15755 -0.1318 0.5058 0.0671
-15.750 0.2483 0.16388 0.15664 -0.1354 0.5059 0.0681
-15.500 0.2703 0.16040 0.15318 -0.1357 0.5056 0.0683
-15.250 0.2876 0.15786 0.15067 -0.1363 0.5054 0.0687
-15.000 0.3019 0.15575 0.14859 -0.1371 0.5052 0.0692
-14.750 0.3146 0.15378 0.14665 -0.1380 0.5050 0.0700
-14.500 0.3260 0.15181 0.14472 -0.1390 0.5048 0.0708
-14.250 0.3364 0.14981 0.14274 -0.1401 0.5047 0.0719
-14.000 0.3449 0.14771 0.14068 -0.1414 0.5044 0.0733
-13.750 0.3183 0.14668 0.13970 -0.1454 0.5045 0.0751
-13.500 0.3433 0.14329 0.13633 -0.1453 0.5040 0.0754
-13.250 0.3621 0.14083 0.13390 -0.1455 0.5035 0.0758
-13.000 0.3771 0.13885 0.13196 -0.1459 0.5031 0.0763
-12.750 0.3897 0.13705 0.13020 -0.1465 0.5029 0.0772
-12.500 0.4007 0.13526 0.12845 -0.1472 0.5027 0.0782
-12.250 0.4098 0.13341 0.12665 -0.1480 0.5026 0.0796
-12.000 0.3760 0.13159 0.12489 -0.1523 0.5028 0.0828
-11.750 0.4006 0.12903 0.12236 -0.1517 0.5025 0.0831
-11.500 0.4215 0.12698 0.12037 -0.1514 0.5023 0.0837
-11.250 0.4368 0.12537 0.11881 -0.1514 0.5021 0.0845
-11.000 0.4486 0.12385 0.11733 -0.1517 0.5019 0.0857
-10.750 0.4574 0.12225 0.11579 -0.1521 0.5018 0.0872
-10.500 0.4184 0.11953 0.11315 -0.1567 0.5021 0.0912
-10.250 0.4403 0.11760 0.11126 -0.1557 0.5019 0.0916
-10.000 0.4593 0.11608 0.10980 -0.1550 0.5015 0.0921
-9.750 0.4750 0.11466 0.10842 -0.1546 0.5010 0.0929
-9.500 0.4866 0.11331 0.10713 -0.1544 0.5005 0.0941
-9.250 0.4944 0.11193 0.10582 -0.1545 0.5001 0.0959
-9.000 0.4559 0.10824 0.10222 -0.1585 0.5004 0.1006
-8.750 0.4753 0.10713 0.10117 -0.1571 0.5002 0.1011
-8.500 0.4909 0.10629 0.10040 -0.1559 0.5001 0.1018
-8.250 0.5027 0.10552 0.09971 -0.1550 0.5000 0.1028
-8.000 0.5103 0.10470 0.09897 -0.1542 0.5000 0.1044
-7.750 0.4624 0.10039 0.09477 -0.1582 0.5004 0.1108
-7.500 0.4808 0.09997 0.09442 -0.1559 0.4999 0.1114
-7.250 0.4952 0.09972 0.09426 -0.1538 0.4993 0.1122
-7.000 0.5040 0.09953 0.09415 -0.1520 0.4988 0.1134
-6.750 0.4272 0.09422 0.08902 -0.1563 0.4996 0.1218
-6.500 0.4430 0.09470 0.08959 -0.1526 0.4996 0.1223
-6.250 0.4503 0.09537 0.09037 -0.1492 0.4998 0.1229
-6.000 -0.0058 0.15390 0.15061 -0.0782 0.5212 0.1011
-5.750 -0.0045 0.15367 0.15038 -0.0758 0.5178 0.1015
-5.500 0.0014 0.15308 0.14979 -0.0741 0.5157 0.1021
-5.250 0.0056 0.15223 0.14894 -0.0727 0.5142 0.1031
-5.000 0.0066 0.15100 0.14771 -0.0718 0.5130 0.1045
-4.750 -0.1100 0.13954 0.13626 -0.0769 0.5121 0.1109
-4.500 -0.0777 0.14026 0.13698 -0.0745 0.5113 0.1114
-4.250 -0.0549 0.14042 0.13713 -0.0728 0.5106 0.1121
-4.000 -0.0378 0.14017 0.13687 -0.0715 0.5099 0.1133
-3.750 -0.2148 0.14181 0.13870 -0.0632 0.4964 0.1115
-3.500 -0.2170 0.14141 0.13832 -0.0607 0.4935 0.1120
-3.250 -0.2115 0.14118 0.13809 -0.0584 0.4913 0.1127
-3.000 -0.3252 0.09454 0.08879 -0.1036 0.4917 0.0827
-2.750 -0.3041 0.09303 0.08738 -0.1040 0.4901 0.0818
-2.500 -0.2733 0.09176 0.08597 -0.1065 0.4888 0.0808
-2.250 -0.2356 0.09051 0.08442 -0.1102 0.4877 0.0795
-2.000 -0.1959 0.08974 0.08332 -0.1138 0.4869 0.0786
-1.750 -0.1570 0.08960 0.08291 -0.1168 0.4862 0.0782
-1.500 -0.1201 0.08996 0.08306 -0.1189 0.4856 0.0783
-1.250 -0.0839 0.09071 0.08366 -0.1207 0.4850 0.0788
-1.000 -0.1624 0.09357 0.08667 -0.1175 0.4744 0.0781
-0.750 -0.1415 0.09409 0.08710 -0.1185 0.4710 0.0785
-0.500 -0.1168 0.09478 0.08770 -0.1196 0.4690 0.0793
-0.250 -0.0897 0.09552 0.08832 -0.1207 0.4674 0.0801
0.000 -0.0613 0.09635 0.08903 -0.1217 0.4662 0.0808
0.250 -0.0320 0.09726 0.08984 -0.1227 0.4652 0.0813
0.500 -0.0018 0.09830 0.09079 -0.1236 0.4644 0.0819
0.750 0.0294 0.09952 0.09191 -0.1244 0.4637 0.0825
1.000 0.0605 0.10063 0.09304 -0.1251 0.4631 0.0833
1.250 0.0927 0.10200 0.09448 -0.1257 0.4626 0.0845
1.500 0.1268 0.10380 0.09632 -0.1266 0.4621 0.0860
1.750 0.1631 0.10619 0.09873 -0.1275 0.4616 0.0878
2.000 0.0580 0.10673 0.09933 -0.1247 0.4482 0.0853
2.250 0.0829 0.10786 0.10049 -0.1253 0.4465 0.0866
2.500 0.1102 0.10911 0.10176 -0.1261 0.4452 0.0883
2.750 0.1389 0.11056 0.10320 -0.1269 0.4442 0.0901
3.000 0.1705 0.11218 0.10487 -0.1283 0.4435 0.0924
3.250 0.2046 0.11409 0.10688 -0.1300 0.4429 0.0960
3.500 0.2400 0.11627 0.10906 -0.1316 0.4424 0.1001
3.750 0.2808 0.11877 0.11168 -0.1345 0.4419 0.1060
4.000 0.3240 0.12174 0.11473 -0.1375 0.4415 0.1153
4.250 0.3754 0.12586 0.11907 -0.1421 0.4411 0.1466
4.750 0.2829 0.12560 0.11873 -0.1380 0.4266 0.1218
5.000 0.3706 0.13039 0.12579 -0.1533 0.4255 0.5590
5.250 0.3883 0.13192 0.12738 -0.1508 0.4248 0.6205
5.500 0.4090 0.13376 0.12917 -0.1487 0.4243 0.6453
5.750 0.4330 0.13606 0.13140 -0.1470 0.4238 0.6620
6.000 0.4542 0.13851 0.13382 -0.1444 0.4235 0.6753
6.250 0.4764 0.14136 0.13663 -0.1422 0.4232 0.6862
6.500 0.4020 0.14068 0.13611 -0.1456 0.4110 0.6777
6.750 0.4147 0.14169 0.13711 -0.1429 0.4099 0.6864
7.000 0.4269 0.14278 0.13819 -0.1398 0.4091 0.6960
7.250 0.4433 0.14432 0.13970 -0.1372 0.4085 0.7084
7.500 0.4528 0.14572 0.14110 -0.1324 0.4081 0.7236
7.750 0.4570 0.14696 0.14237 -0.1260 0.4078 0.7367
8.000 0.4717 0.14924 0.14463 -0.1218 0.4075 0.7529
8.250 0.4281 0.14969 0.14519 -0.1285 0.3964 0.7479
8.500 0.4247 0.14946 0.14499 -0.1218 0.3954 0.7568
8.750 0.4396 0.15063 0.14614 -0.1193 0.3946 0.7709
9.000 0.4513 0.15165 0.14713 -0.1156 0.3941 0.7806
9.250 0.4895 0.15489 0.15029 -0.1183 0.3936 0.7861
9.500 0.4537 0.15662 0.15214 -0.1210 0.3846 0.7870
9.750 0.4721 0.15769 0.15318 -0.1208 0.3829 0.7888
10.000 0.4941 0.15898 0.15443 -0.1210 0.3818 0.7904
10.250 0.5216 0.16075 0.15614 -0.1218 0.3809 0.7917
10.500 0.5531 0.16307 0.15841 -0.1228 0.3804 0.7931
10.750 0.5244 0.16534 0.16078 -0.1253 0.3722 0.7938
11.000 0.5472 0.16675 0.16216 -0.1265 0.3701 0.7952
11.250 0.5727 0.16822 0.16359 -0.1276 0.3687 0.7972
11.500 0.6030 0.17002 0.16534 -0.1288 0.3678 0.7992
11.750 0.6380 0.17255 0.16782 -0.1304 0.3673 0.8006
12.000 0.6111 0.17494 0.17031 -0.1336 0.3584 0.8011
12.250 0.6371 0.17643 0.17177 -0.1354 0.3566 0.8023
12.500 0.6669 0.17804 0.17333 -0.1370 0.3553 0.8035
12.750 0.7012 0.18011 0.17535 -0.1387 0.3545 0.8047
13.000 0.6826 0.18337 0.17869 -0.1424 0.3462 0.8053
13.250 0.7041 0.18450 0.17981 -0.1432 0.3440 0.8066
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il)