KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.02 at α=16° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-kenmar-il-50000.txt Download as CSV file: xf-kenmar-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-3.500 -0.2068 0.20030 0.19523 -0.0353 0.7166 0.2959
-3.250 -0.1965 0.19931 0.19423 -0.0348 0.7107 0.3052
-3.000 -0.2580 0.20139 0.19638 -0.0332 0.7073 0.3153
-2.750 -0.1794 0.19847 0.19338 -0.0363 0.7042 0.3231
-2.500 -0.2080 0.20236 0.19728 -0.0360 0.7026 0.3395
-2.250 -0.2317 0.19536 0.19036 -0.0278 0.6895 0.3366
-2.000 -0.2514 0.19366 0.18871 -0.0262 0.6842 0.3435
-1.750 -0.2143 0.19190 0.18691 -0.0268 0.6798 0.3508
-1.500 -0.2862 0.19430 0.18939 -0.0224 0.6774 0.3672
-1.250 -0.1725 0.19177 0.18725 -0.0207 0.6395 0.3534
-1.000 -0.2349 0.19347 0.18900 -0.0172 0.6390 0.3677
-0.750 -0.3112 0.18955 0.18471 -0.0139 0.6629 0.3925
-0.500 -0.2645 0.18549 0.18064 -0.0156 0.6563 0.3973
-0.250 -0.2389 0.18437 0.17949 -0.0158 0.6518 0.4070
0.000 -0.2527 0.18380 0.17894 -0.0136 0.6490 0.4230
0.250 -0.2233 0.18425 0.17935 -0.0147 0.6467 0.4359
0.500 -0.2106 0.18544 0.18053 -0.0149 0.6453 0.4513
0.750 -0.2618 0.17993 0.17515 -0.0069 0.6385 0.4523
1.000 -0.3025 0.17869 0.17398 -0.0007 0.6324 0.4706
1.250 -0.2702 0.17667 0.17193 -0.0020 0.6269 0.4770
1.500 -0.2825 0.17596 0.17125 0.0015 0.6234 0.4963
1.750 -0.2552 0.17525 0.17051 0.0004 0.6203 0.5059
2.000 -0.2372 0.12071 0.11291 -0.0902 0.5994 0.1812
2.250 -0.2070 0.12138 0.11337 -0.0929 0.5953 0.1817
2.500 -0.1731 0.12320 0.11502 -0.0955 0.5922 0.1831
2.750 -0.1354 0.12651 0.11819 -0.0982 0.5900 0.1856
3.000 -0.0926 0.13167 0.12318 -0.1013 0.5886 0.1901
3.250 -0.0135 0.12878 0.11929 -0.1214 0.5967 0.1967
3.500 0.0112 0.13060 0.12116 -0.1213 0.5934 0.2028
3.750 0.0393 0.13352 0.12413 -0.1213 0.5909 0.2113
4.000 0.0707 0.13774 0.12831 -0.1213 0.5892 0.2219
4.250 0.1086 0.14374 0.13443 -0.1225 0.5882 0.2424
4.500 0.0571 0.13436 0.12514 -0.1175 0.5811 0.2335
4.750 0.0693 0.13467 0.12560 -0.1170 0.5751 0.2488
5.000 0.0949 0.13625 0.12751 -0.1184 0.5704 0.2847
5.250 0.1045 0.13717 0.13086 -0.1139 0.5673 0.4949
5.500 0.0859 0.13914 0.13276 -0.0997 0.5647 0.6904
5.750 0.0757 0.14111 0.13458 -0.0889 0.5628 0.7389
6.000 0.0709 0.14372 0.13705 -0.0795 0.5615 0.7783
6.250 0.0707 0.14730 0.14046 -0.0712 0.5605 0.8156
6.500 0.0393 0.14054 0.13381 -0.0690 0.5563 0.8153
6.750 0.0279 0.13880 0.13202 -0.0639 0.5502 0.8362
7.000 0.0207 0.13823 0.13137 -0.0577 0.5458 0.8610
7.250 0.0171 0.13802 0.13104 -0.0519 0.5423 0.8879
7.500 0.0093 0.13731 0.13023 -0.0448 0.5396 0.9175
7.750 -0.0006 0.13614 0.12897 -0.0369 0.5375 0.9564
8.000 0.0263 0.13675 0.12944 -0.0371 0.5350 0.9998
8.250 0.0684 0.14411 0.13654 -0.0412 0.5337 0.9998
8.500 0.0473 0.13882 0.13130 -0.0397 0.5309 0.9998
8.750 0.0477 0.13667 0.12912 -0.0403 0.5245 0.9998
9.000 0.0672 0.13821 0.13054 -0.0425 0.5198 0.9998
9.250 0.0913 0.14047 0.13268 -0.0450 0.5158 0.9998
9.500 0.1197 0.14354 0.13561 -0.0478 0.5126 0.9998
9.750 0.1532 0.14800 0.13992 -0.0511 0.5101 0.9998
10.000 0.1938 0.15490 0.14667 -0.0551 0.5084 0.9998
10.250 0.2418 0.16509 0.15669 -0.0601 0.5074 0.9998
10.500 0.1983 0.15292 0.14466 -0.0576 0.5033 0.9998
10.750 0.2110 0.15325 0.14496 -0.0596 0.4978 0.9998
11.000 0.2325 0.15532 0.14696 -0.0621 0.4933 0.9998
11.250 0.2579 0.15812 0.14969 -0.0648 0.4897 0.9998
11.500 0.2866 0.16184 0.15332 -0.0678 0.4870 0.9998
11.750 0.3201 0.16728 0.15867 -0.0711 0.4850 0.9998
12.000 0.3612 0.17592 0.16722 -0.0752 0.4837 0.9998
12.250 0.3551 0.17297 0.16429 -0.0762 0.4818 0.9998
12.500 0.3530 0.16972 0.16108 -0.0777 0.4768 0.9998
12.750 0.3710 0.17142 0.16276 -0.0802 0.4724 0.9998
13.000 0.3931 0.17393 0.16524 -0.0829 0.4686 0.9998
13.250 0.4190 0.17728 0.16854 -0.0857 0.4655 0.9998
13.500 0.4494 0.18225 0.17346 -0.0887 0.4632 0.9998
13.750 0.4863 0.19035 0.18151 -0.0922 0.4617 0.9998
14.000 0.4980 0.19233 0.18348 -0.0947 0.4605 0.9998
14.250 0.4889 0.18682 0.17805 -0.0963 0.4567 0.9998
14.500 0.5040 0.18805 0.17928 -0.0990 0.4520 0.9998
14.750 0.5245 0.19051 0.18173 -0.1017 0.4481 0.9998
15.000 0.5480 0.19375 0.18496 -0.1044 0.4453 0.9998
15.250 0.5756 0.19850 0.18969 -0.1073 0.4430 0.9998
15.500 0.6100 0.20675 0.19792 -0.1105 0.4415 0.9998
15.750 0.6122 0.20556 0.19676 -0.1129 0.4400 0.9998
16.000 0.6139 0.20314 0.19439 -0.1155 0.4360 0.9998
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il)