KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 17.14 at α=-0.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-kenmar-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-kenmar-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 0.4158 0.11166 0.10377 -0.1521 0.4565 0.0534
-10.750 0.4212 0.10881 0.10094 -0.1533 0.4562 0.0528
-10.500 0.4250 0.10572 0.09787 -0.1545 0.4560 0.0523
-10.250 0.4278 0.10245 0.09462 -0.1558 0.4558 0.0519
-9.750 0.1481 0.05194 0.04344 -0.1832 0.4572 0.0510
-9.500 0.1301 0.04850 0.03985 -0.1845 0.4571 0.0510
-9.250 0.1215 0.04614 0.03737 -0.1848 0.4568 0.0511
-9.000 0.1176 0.04428 0.03543 -0.1846 0.4566 0.0513
-8.750 0.1163 0.04272 0.03380 -0.1841 0.4563 0.0514
-8.500 0.1171 0.04139 0.03239 -0.1832 0.4560 0.0516
-8.250 0.1191 0.04022 0.03116 -0.1820 0.4557 0.0518
-8.000 0.1213 0.03922 0.03010 -0.1805 0.4554 0.0520
-7.750 0.1230 0.03845 0.02928 -0.1786 0.4551 0.0522
-7.500 0.1237 0.03783 0.02861 -0.1762 0.4547 0.0524
-7.250 0.1250 0.03729 0.02803 -0.1737 0.4542 0.0526
-7.000 0.1312 0.03671 0.02739 -0.1719 0.4536 0.0529
-6.750 0.1396 0.03617 0.02680 -0.1703 0.4531 0.0533
-6.500 0.1497 0.03568 0.02624 -0.1689 0.4526 0.0538
-6.250 0.1614 0.03523 0.02573 -0.1676 0.4522 0.0542
-6.000 0.1746 0.03481 0.02524 -0.1664 0.4517 0.0547
-5.750 0.1888 0.03445 0.02480 -0.1652 0.4513 0.0551
-5.500 0.2040 0.03414 0.02442 -0.1639 0.4509 0.0554
-5.250 0.2196 0.03385 0.02417 -0.1624 0.4504 0.0557
-5.000 0.2354 0.03363 0.02399 -0.1610 0.4500 0.0561
-4.750 0.2513 0.03346 0.02385 -0.1596 0.4495 0.0564
-4.500 0.2674 0.03332 0.02374 -0.1582 0.4491 0.0568
-4.250 0.2837 0.03321 0.02365 -0.1568 0.4486 0.0572
-4.000 0.3003 0.03310 0.02357 -0.1555 0.4481 0.0577
-3.750 0.3176 0.03299 0.02346 -0.1542 0.4476 0.0582
-3.500 0.3356 0.03286 0.02333 -0.1531 0.4469 0.0588
-3.250 0.3542 0.03275 0.02322 -0.1520 0.4463 0.0594
-3.000 0.3732 0.03268 0.02314 -0.1511 0.4458 0.0600
-2.750 0.3924 0.03267 0.02313 -0.1502 0.4453 0.0607
-2.500 0.4120 0.03271 0.02315 -0.1494 0.4449 0.0613
-2.250 0.4322 0.03270 0.02320 -0.1488 0.4444 0.0621
-2.000 0.4536 0.03275 0.02329 -0.1485 0.4440 0.0629
-1.750 0.4767 0.03284 0.02341 -0.1484 0.4435 0.0639
-1.500 0.5015 0.03296 0.02353 -0.1486 0.4430 0.0653
-1.250 0.5276 0.03313 0.02368 -0.1490 0.4424 0.0671
-1.000 0.5549 0.03338 0.02393 -0.1498 0.4418 0.0687
-0.750 0.5810 0.03390 0.02448 -0.1505 0.4410 0.0706
-0.500 0.5890 0.03438 0.02508 -0.1484 0.4404 0.0720
-0.250 0.5849 0.03512 0.02595 -0.1444 0.4397 0.0732
0.000 0.5702 0.03668 0.02771 -0.1397 0.4384 0.0739
0.250 0.3154 0.05464 0.04640 -0.1214 0.4254 0.0661
0.500 0.3397 0.05541 0.04714 -0.1224 0.4248 0.0677
0.750 0.3675 0.05599 0.04776 -0.1238 0.4242 0.0695
1.000 0.3952 0.05659 0.04837 -0.1251 0.4238 0.0716
1.250 0.4230 0.05718 0.04894 -0.1263 0.4233 0.0740
2.250 0.2913 0.08289 0.07500 -0.1273 0.3972 0.0723
2.500 0.3155 0.08399 0.07609 -0.1285 0.3963 0.0747
2.750 0.3420 0.08501 0.07715 -0.1300 0.3956 0.0776
3.000 0.3685 0.08593 0.07807 -0.1312 0.3950 0.0816
3.250 0.3965 0.08683 0.07901 -0.1327 0.3944 0.0875
3.500 0.4259 0.08762 0.07987 -0.1342 0.3940 0.0978
3.750 0.4579 0.08841 0.08079 -0.1363 0.3936 0.1227
4.250 0.4366 0.09771 0.09033 -0.1383 0.3829 0.1463
4.500 0.4759 0.09893 0.09195 -0.1425 0.3821 0.2382
4.750 0.5237 0.10044 0.09402 -0.1486 0.3815 0.3750
5.000 0.5539 0.10150 0.09586 -0.1501 0.3809 0.5590
5.250 0.5721 0.10220 0.09660 -0.1491 0.3805 0.5948
5.750 0.5547 0.11045 0.10497 -0.1493 0.3705 0.6155
6.000 0.5732 0.11134 0.10582 -0.1488 0.3695 0.6367
6.250 0.5906 0.11226 0.10669 -0.1479 0.3687 0.6571
6.500 0.5969 0.11250 0.10699 -0.1442 0.3681 0.6679
6.750 0.6178 0.11333 0.10775 -0.1438 0.3676 0.6819
7.000 0.6274 0.11358 0.10803 -0.1408 0.3671 0.6875
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il)