Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

Marsden (marsden-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: Marsden (marsden-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 4.74 at α=-10°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-marsden-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-marsden-il-100000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Marsden                                         
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.500   0.4046   0.13274   0.12351  -0.1391   0.4853   0.0947
 -13.250   0.4138   0.13081   0.12160  -0.1400   0.4850   0.0960
 -13.000   0.4211   0.12886   0.11968  -0.1410   0.4846   0.0974
 -12.750   0.4222   0.12696   0.11780  -0.1425   0.4844   0.0992
 -11.250   0.4403   0.10868   0.09967  -0.1495   0.4825   0.0745
 -11.000   0.4497   0.10685   0.09791  -0.1497   0.4820   0.0738
 -10.750   0.4557   0.10469   0.09581  -0.1501   0.4816   0.0729
 -10.500   0.4588   0.10220   0.09339  -0.1507   0.4811   0.0721
 -10.250   0.4590   0.09936   0.09061  -0.1515   0.4808   0.0712
 -10.000   0.4547   0.09590   0.08721  -0.1526   0.4806   0.0702
  -9.750   0.3099   0.06941   0.06044  -0.1689   0.4815   0.0678
  -9.500   0.2613   0.06334   0.05423  -0.1716   0.4815   0.0676
  -9.250   0.2274   0.05989   0.05068  -0.1713   0.4813   0.0676
  -9.000   0.1987   0.05770   0.04840  -0.1693   0.4811   0.0676
  -8.750   0.1716   0.05655   0.04721  -0.1656   0.4808   0.0676
  -8.500   0.1456   0.05578   0.04640  -0.1614   0.4805   0.0676
  -8.250   0.1255   0.05492   0.04547  -0.1582   0.4801   0.0677
  -8.000   0.1106   0.05422   0.04468  -0.1550   0.4797   0.0678
  -7.750   0.0987   0.05370   0.04409  -0.1516   0.4792   0.0679
  -7.500   0.0888   0.05341   0.04379  -0.1479   0.4786   0.0681
  -7.250   0.0784   0.05340   0.04383  -0.1437   0.4777   0.0682
  -7.000   0.0641   0.05359   0.04406  -0.1389   0.4765   0.0683
  -6.750   0.0436   0.05409   0.04463  -0.1333   0.4752   0.0684
  -6.500   0.0001   0.05537   0.04602  -0.1247   0.4740   0.0683
  -6.250  -0.0882   0.05956   0.05056  -0.1120   0.4716   0.0678
  -6.000  -0.1285   0.06277   0.05390  -0.1073   0.4686   0.0677
  -5.750  -0.1319   0.06382   0.05484  -0.1066   0.4667   0.0679
  -5.500  -0.1278   0.06472   0.05564  -0.1066   0.4653   0.0681
  -5.250  -0.1148   0.06512   0.05599  -0.1067   0.4643   0.0684
  -5.000  -0.0964   0.06523   0.05604  -0.1070   0.4635   0.0689
  -4.750  -0.0745   0.06518   0.05591  -0.1074   0.4629   0.0694
  -4.500  -0.1780   0.07578   0.06675  -0.1050   0.4544   0.0685
  -4.250  -0.1752   0.07736   0.06831  -0.1052   0.4523   0.0688
  -4.000  -0.1665   0.07854   0.06947  -0.1055   0.4507   0.0691
  -3.750  -0.1539   0.07950   0.07040  -0.1059   0.4492   0.0695
  -3.500  -0.1363   0.08011   0.07096  -0.1064   0.4477   0.0701
  -3.250  -0.1149   0.08049   0.07127  -0.1069   0.4462   0.0707
  -3.000  -0.0914   0.08078   0.07148  -0.1074   0.4450   0.0714
  -2.750  -0.0669   0.08107   0.07169  -0.1079   0.4440   0.0722
  -2.500  -0.0425   0.08147   0.07201  -0.1083   0.4432   0.0731
  -2.250  -0.0167   0.08191   0.07234  -0.1087   0.4425   0.0743
  -2.000   0.0089   0.08240   0.07280  -0.1092   0.4419   0.0756
  -1.750  -0.0143   0.08650   0.07698  -0.1091   0.4385   0.0756
  -1.500  -0.0235   0.08917   0.07973  -0.1091   0.4345   0.0759
  -1.250  -0.0125   0.09065   0.08127  -0.1095   0.4324   0.0770
  -1.000   0.0017   0.09203   0.08269  -0.1099   0.4309   0.0782
  -0.750   0.0183   0.09330   0.08397  -0.1103   0.4296   0.0795
  -0.500   0.0367   0.09448   0.08514  -0.1108   0.4284   0.0809
  -0.250   0.0585   0.09546   0.08608  -0.1113   0.4271   0.0822
   0.250   0.1128   0.09699   0.08770  -0.1130   0.4250   0.0857
   0.750   0.1316   0.10089   0.09167  -0.1142   0.4203   0.0888
   1.000   0.1336   0.10321   0.09402  -0.1147   0.4176   0.0901
   1.250   0.1485   0.10482   0.09568  -0.1156   0.4149   0.0923
   1.500   0.1693   0.10615   0.09707  -0.1166   0.4128   0.0959
   1.750   0.1922   0.10745   0.09839  -0.1176   0.4113   0.1010
   2.000   0.2173   0.10875   0.09975  -0.1189   0.4101   0.1078
   2.250   0.2449   0.11003   0.10111  -0.1204   0.4092   0.1181
   2.500   0.2766   0.11129   0.10250  -0.1223   0.4083   0.1380
   2.750   0.3173   0.11275   0.10440  -0.1262   0.4077   0.2103
   3.250   0.3295   0.11908   0.11160  -0.1330   0.3982   0.3595
   3.500   0.3334   0.11994   0.11344  -0.1292   0.3968   0.5261
   3.750   0.3471   0.12112   0.11465  -0.1275   0.3956   0.5895
   4.000   0.3692   0.12247   0.11591  -0.1274   0.3945   0.6225
   4.250   0.3717   0.12505   0.11848  -0.1279   0.3903   0.6376
   4.500   0.3807   0.12733   0.12073  -0.1283   0.3869   0.6574
   4.750   0.3797   0.12829   0.12173  -0.1241   0.3850   0.6728
   5.000   0.3828   0.12918   0.12263  -0.1203   0.3834   0.6915
   5.250   0.3890   0.12997   0.12340  -0.1168   0.3821   0.7102
   5.500   0.4024   0.13080   0.12417  -0.1144   0.3811   0.7277
   5.750   0.4092   0.13092   0.12426  -0.1102   0.3801   0.7372
<< Back to Marsden (marsden-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Marsden (marsden-il)