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

Polar data table (+)

Polar graphs


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