KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.47 at α=15° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-kenmar-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-kenmar-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-16.750 0.2012 0.18322 0.17226 -0.1155 0.5456 0.1179
-16.500 0.2086 0.18199 0.17105 -0.1174 0.5449 0.1203
-16.250 0.2103 0.18193 0.17102 -0.1196 0.5443 0.1214
-16.000 0.2229 0.17905 0.16819 -0.1210 0.5434 0.1222
-15.750 0.2419 0.17534 0.16449 -0.1219 0.5424 0.1236
-15.500 0.2561 0.17289 0.16205 -0.1230 0.5414 0.1254
-15.250 0.2682 0.17083 0.15999 -0.1243 0.5404 0.1274
-15.000 0.2785 0.16897 0.15815 -0.1257 0.5395 0.1295
-14.750 0.2861 0.16751 0.15670 -0.1272 0.5387 0.1318
-14.500 0.2888 0.16684 0.15605 -0.1289 0.5381 0.1333
-14.250 0.2886 0.16657 0.15580 -0.1305 0.5374 0.1340
-14.000 0.3035 0.16327 0.15253 -0.1316 0.5366 0.1346
-13.750 0.3229 0.15976 0.14901 -0.1322 0.5357 0.1360
-13.500 0.3375 0.15738 0.14664 -0.1330 0.5351 0.1377
-13.250 0.3492 0.15546 0.14473 -0.1339 0.5345 0.1398
-13.000 0.3585 0.15386 0.14315 -0.1348 0.5340 0.1427
-12.750 0.3599 0.15324 0.14257 -0.1360 0.5336 0.1463
-12.500 0.3505 0.15398 0.14336 -0.1375 0.5334 0.1477
-12.250 0.3696 0.15022 0.13965 -0.1379 0.5328 0.1490
-12.000 0.3884 0.14731 0.13681 -0.1379 0.5323 0.1511
-11.750 0.4002 0.14547 0.13504 -0.1383 0.5319 0.1535
-11.500 0.4086 0.14393 0.13358 -0.1387 0.5315 0.1560
-11.250 0.4139 0.14266 0.13239 -0.1392 0.5311 0.1587
-11.000 0.4111 0.14222 0.13203 -0.1399 0.5309 0.1616
-10.750 0.4045 0.14202 0.13192 -0.1405 0.5305 0.1627
-10.500 0.4001 0.14140 0.13138 -0.1410 0.5301 0.1631
-10.000 0.4162 0.13721 0.12739 -0.1409 0.5287 0.1639
-9.750 0.4257 0.13521 0.12548 -0.1406 0.5279 0.1644
-9.250 0.4232 0.12797 0.11830 -0.1422 0.5267 0.1226
-9.000 0.4409 0.12850 0.11897 -0.1402 0.5257 0.1380
-8.500 0.4128 0.12230 0.11287 -0.1415 0.5252 0.1100
-8.250 0.4149 0.12155 0.11222 -0.1401 0.5247 0.1092
-8.000 0.4133 0.12086 0.11164 -0.1386 0.5242 0.1082
-7.750 0.4078 0.12024 0.11115 -0.1369 0.5237 0.1068
-7.500 0.3974 0.11966 0.11070 -0.1349 0.5231 0.1054
-7.250 0.3808 0.11910 0.11028 -0.1325 0.5224 0.1039
-7.000 0.3306 0.11610 0.10742 -0.1307 0.5219 0.1003
-6.750 0.3076 0.11731 0.10881 -0.1260 0.5208 0.0999
-6.500 0.2743 0.11947 0.11117 -0.1197 0.5196 0.0996
-6.250 0.2200 0.12417 0.11616 -0.1101 0.5187 0.0994
-6.000 0.1142 0.13513 0.12758 -0.0924 0.5172 0.0995
-5.750 0.0648 0.13963 0.13227 -0.0859 0.5154 0.0993
-5.500 0.0342 0.14131 0.13406 -0.0823 0.5141 0.0989
-5.250 0.0034 0.14267 0.13551 -0.0790 0.5135 0.0985
-5.000 -0.0267 0.14348 0.13641 -0.0762 0.5133 0.0979
-4.750 -0.0553 0.14327 0.13628 -0.0741 0.5131 0.0973
-4.500 -0.0838 0.14178 0.13484 -0.0726 0.5127 0.0965
-4.000 -0.3059 0.12126 0.11393 -0.0760 0.5143 0.0910
-3.750 -0.3271 0.11787 0.11039 -0.0775 0.5138 0.0907
-3.500 -0.3405 0.11470 0.10702 -0.0793 0.5134 0.0905
-3.250 -0.3493 0.11207 0.10416 -0.0814 0.5137 0.0904
-3.000 -0.3524 0.10995 0.10179 -0.0837 0.5144 0.0904
-2.750 -0.3500 0.10823 0.09980 -0.0863 0.5154 0.0905
-2.500 -0.3401 0.10661 0.09785 -0.0892 0.5158 0.0906
-2.250 -0.3241 0.10521 0.09610 -0.0923 0.5154 0.0910
-2.000 -0.3070 0.10457 0.09528 -0.0942 0.5146 0.0914
-1.750 -0.2917 0.10458 0.09524 -0.0951 0.5140 0.0922
-1.500 -0.2825 0.10504 0.09565 -0.0959 0.5150 0.0930
-1.250 -0.2771 0.10583 0.09641 -0.0967 0.5185 0.0938
-1.000 -0.2644 0.10651 0.09700 -0.0981 0.5220 0.0950
-0.750 -0.2464 0.10707 0.09740 -0.0998 0.5243 0.0964
-0.500 -0.2259 0.10763 0.09774 -0.1017 0.5259 0.0978
-0.250 -0.2006 0.10846 0.09829 -0.1038 0.5283 0.0992
0.250 -0.1504 0.11445 0.10410 -0.1086 0.5593 0.1013
0.500 -0.1482 0.11454 0.10420 -0.1080 0.5586 0.1020
0.750 -0.1671 0.11225 0.10195 -0.1057 0.5482 0.1021
1.000 -0.1483 0.11285 0.10252 -0.1058 0.5437 0.1034
1.250 -0.1262 0.11376 0.10337 -0.1059 0.5405 0.1050
1.500 -0.1030 0.11495 0.10447 -0.1060 0.5382 0.1069
1.750 -0.0780 0.11650 0.10588 -0.1061 0.5364 0.1098
2.000 -0.0506 0.11860 0.10803 -0.1062 0.5349 0.1129
2.250 -0.0154 0.12185 0.11126 -0.1068 0.5335 0.1173
2.500 -0.0011 0.12364 0.11295 -0.1065 0.5329 0.1206
2.750 -0.0110 0.12303 0.11238 -0.1050 0.5318 0.1217
3.000 -0.0301 0.12089 0.11033 -0.1031 0.5240 0.1221
3.250 -0.0165 0.12174 0.11127 -0.1028 0.5199 0.1251
3.500 0.0019 0.12293 0.11247 -0.1029 0.5166 0.1292
3.750 0.0256 0.12445 0.11398 -0.1034 0.5134 0.1354
4.000 0.0571 0.12661 0.11621 -0.1049 0.5106 0.1456
4.250 0.0999 0.13004 0.11975 -0.1077 0.5085 0.1632
4.500 0.1484 0.13440 0.12454 -0.1131 0.5072 0.2043
4.750 0.1537 0.13481 0.12534 -0.1154 0.5064 0.2440
5.000 0.1600 0.13485 0.12609 -0.1189 0.5042 0.3292
5.250 0.1490 0.13394 0.12616 -0.1147 0.4962 0.4391
5.500 0.1326 0.13379 0.12642 -0.1050 0.4923 0.5392
6.000 0.1864 0.13933 0.13152 -0.1052 0.4855 0.6698
6.250 0.2014 0.14243 0.13451 -0.1006 0.4839 0.7090
6.500 0.2022 0.14466 0.13669 -0.0942 0.4831 0.7406
6.750 0.1908 0.14472 0.13678 -0.0901 0.4827 0.7583
7.000 0.1762 0.14393 0.13606 -0.0873 0.4811 0.7724
7.250 0.1636 0.14264 0.13480 -0.0837 0.4725 0.7891
7.500 0.1593 0.14252 0.13464 -0.0776 0.4684 0.8118
7.750 0.1649 0.14320 0.13523 -0.0738 0.4657 0.8307
8.000 0.1835 0.14497 0.13687 -0.0729 0.4635 0.8432
8.250 0.2140 0.14818 0.13989 -0.0735 0.4616 0.8497
8.500 0.2319 0.15064 0.14225 -0.0753 0.4608 0.8529
8.750 0.2308 0.15089 0.14251 -0.0765 0.4592 0.8550
9.000 0.2356 0.15077 0.14238 -0.0776 0.4503 0.8567
9.250 0.2544 0.15227 0.14378 -0.0784 0.4466 0.8595
9.500 0.2807 0.15439 0.14578 -0.0796 0.4434 0.8625
9.750 0.3196 0.15841 0.14961 -0.0816 0.4410 0.8652
10.000 0.3254 0.15967 0.15088 -0.0832 0.4403 0.8666
10.250 0.3222 0.15938 0.15064 -0.0846 0.4338 0.8678
10.500 0.3448 0.16103 0.15220 -0.0864 0.4280 0.8698
10.750 0.3876 0.16421 0.15520 -0.0882 0.4231 0.8725
11.000 0.3950 0.16581 0.15680 -0.0893 0.4226 0.8746
11.250 0.4041 0.16522 0.15619 -0.0902 0.4099 0.8764
11.500 0.4200 0.16590 0.15681 -0.0915 0.3994 0.8780
11.750 0.4437 0.16759 0.15844 -0.0932 0.3955 0.8796
12.000 0.4612 0.16921 0.16002 -0.0949 0.3908 0.8811
12.250 0.4747 0.17105 0.16185 -0.0969 0.3873 0.8826
12.500 0.4950 0.17280 0.16357 -0.0987 0.3835 0.8846
13.000 0.5272 0.17581 0.16653 -0.1016 0.3741 0.8889
13.250 0.5431 0.17754 0.16825 -0.1031 0.3714 0.8912
13.500 0.5637 0.17928 0.16995 -0.1046 0.3687 0.8933
13.750 0.5784 0.18093 0.17160 -0.1063 0.3642 0.8950
14.000 0.5931 0.18267 0.17335 -0.1083 0.3598 0.8967
14.250 0.6141 0.18440 0.17505 -0.1101 0.3565 0.8985
14.500 0.6373 0.18622 0.17683 -0.1119 0.3538 0.9003
14.750 0.6431 0.18807 0.17873 -0.1137 0.3497 0.9021
15.000 0.6577 0.18968 0.18035 -0.1151 0.3459 0.9045
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL (kenmar-il)