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

Polar data table (+)

Polar graphs


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