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

Polar data table (+)

Polar graphs


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