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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Marsden (marsden-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.01 at α=14.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-marsden-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-marsden-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.250  -0.2142   0.20100   0.19594  -0.0321   0.7192   0.2940
  -5.000  -0.1971   0.19939   0.19431  -0.0313   0.7123   0.3016
  -4.750  -0.2528   0.20211   0.19707  -0.0298   0.7084   0.3139
  -4.500  -0.1941   0.19840   0.19332  -0.0321   0.7051   0.3202
  -4.250  -0.1654   0.19979   0.19466  -0.0339   0.7031   0.3324
  -4.000  -0.2158   0.19507   0.19005  -0.0253   0.6916   0.3317
  -3.750  -0.2753   0.19525   0.19032  -0.0222   0.6861   0.3419
  -3.500  -0.2221   0.19215   0.18717  -0.0233   0.6811   0.3481
  -3.250  -0.2142   0.19207   0.18707  -0.0230   0.6779   0.3606
  -3.000  -0.2177   0.19176   0.18677  -0.0229   0.6757   0.3714
  -2.750  -0.1813   0.19340   0.18836  -0.0249   0.6741   0.3837
  -2.500  -0.2389   0.18744   0.18253  -0.0158   0.6638   0.3820
  -2.250  -0.2796   0.18629   0.18145  -0.0118   0.6582   0.3956
  -2.000  -0.2427   0.18452   0.17964  -0.0126   0.6531   0.4032
  -1.750  -0.3986   0.13957   0.13373  -0.0643   0.6535   0.2186
  -1.500  -0.3836   0.13918   0.13351  -0.0608   0.6500   0.2142
  -1.250  -0.2782   0.12740   0.11998  -0.0954   0.6477   0.1787
  -1.000  -0.2198   0.12940   0.12152  -0.1040   0.6459   0.1783
  -0.750  -0.2367   0.12542   0.11751  -0.1018   0.6411   0.1781
  -0.500  -0.2230   0.12322   0.11509  -0.1037   0.6328   0.1783
  -0.250  -0.1881   0.12327   0.11480  -0.1080   0.6273   0.1789
   0.000  -0.1478   0.12423   0.11540  -0.1123   0.6232   0.1794
   0.250  -0.1034   0.12636   0.11719  -0.1166   0.6201   0.1803
   0.500  -0.0612   0.12954   0.12029  -0.1198   0.6181   0.1828
   0.750  -0.0150   0.13482   0.12549  -0.1231   0.6168   0.1870
   1.000  -0.0613   0.12692   0.11764  -0.1178   0.6092   0.1854
   1.250  -0.0461   0.12701   0.11771  -0.1179   0.6029   0.1888
   1.500  -0.0221   0.12823   0.11882  -0.1187   0.5981   0.1943
   1.750   0.0050   0.13004   0.12051  -0.1194   0.5944   0.2005
   2.000   0.0305   0.13252   0.12313  -0.1190   0.5917   0.2083
   2.250   0.0632   0.13651   0.12698  -0.1194   0.5898   0.2186
   2.500   0.0965   0.14179   0.13248  -0.1197   0.5886   0.2347
   2.750   0.0591   0.13513   0.12589  -0.1157   0.5837   0.2311
   3.000   0.0649   0.13442   0.12523  -0.1148   0.5768   0.2432
   3.250   0.0858   0.13567   0.12678  -0.1154   0.5718   0.2691
   3.500   0.1162   0.13746   0.13085  -0.1167   0.5681   0.4592
   3.750   0.0906   0.13864   0.13230  -0.1010   0.5655   0.6708
   4.000   0.0805   0.14074   0.13423  -0.0900   0.5635   0.7294
   4.250   0.0746   0.14318   0.13652  -0.0804   0.5620   0.7699
   4.500   0.0736   0.14650   0.13970  -0.0720   0.5609   0.8069
   4.750   0.0529   0.14391   0.13710  -0.0671   0.5590   0.8197
   5.000   0.0299   0.13895   0.13219  -0.0631   0.5518   0.8290
   5.250   0.0242   0.13853   0.13168  -0.0576   0.5471   0.8545
   5.500   0.0174   0.13796   0.13102  -0.0511   0.5434   0.8796
   5.750   0.0121   0.13752   0.13047  -0.0447   0.5404   0.9081
   6.000   0.0021   0.13650   0.12936  -0.0370   0.5382   0.9440
   6.250   0.0166   0.13526   0.12801  -0.0342   0.5357   0.9998
   6.500   0.0560   0.14174   0.13424  -0.0379   0.5342   0.9998
   6.750   0.0672   0.14349   0.13588  -0.0394   0.5326   0.9998
   7.000   0.0438   0.13647   0.12894  -0.0377   0.5261   0.9998
   7.250   0.0615   0.13769   0.13006  -0.0398   0.5211   0.9998
   7.500   0.0844   0.13978   0.13202  -0.0422   0.5170   0.9998
   7.750   0.1116   0.14259   0.13469  -0.0449   0.5136   0.9998
   8.000   0.1437   0.14660   0.13856  -0.0481   0.5109   0.9998
   8.250   0.1823   0.15275   0.14456  -0.0519   0.5090   0.9998
   8.500   0.2283   0.16200   0.15364  -0.0568   0.5078   0.9998
   8.750   0.2006   0.15409   0.14582  -0.0554   0.5051   0.9998
   9.000   0.2062   0.15285   0.14457  -0.0569   0.4994   0.9998
   9.250   0.2264   0.15467   0.14633  -0.0594   0.4946   0.9998
   9.500   0.2508   0.15728   0.14886  -0.0621   0.4907   0.9998
   9.750   0.2787   0.16072   0.15222  -0.0650   0.4878   0.9998
  10.000   0.3106   0.16555   0.15697  -0.0683   0.4857   0.9998
  10.250   0.3496   0.17322   0.16454  -0.0722   0.4842   0.9998
  10.500   0.3691   0.17727   0.16854  -0.0750   0.4829   0.9998
  10.750   0.3499   0.16959   0.16095  -0.0752   0.4783   0.9998
  11.000   0.3658   0.17085   0.16220  -0.0777   0.4737   0.9998
  11.250   0.3871   0.17319   0.16451  -0.0804   0.4697   0.9998
  11.500   0.4119   0.17628   0.16755  -0.0832   0.4664   0.9998
  11.750   0.4410   0.18071   0.17194  -0.0862   0.4639   0.9998
  12.000   0.4762   0.18786   0.17903  -0.0897   0.4622   0.9998
  12.500   0.4874   0.18710   0.17831  -0.0941   0.4582   0.9998
  12.750   0.4994   0.18753   0.17876  -0.0967   0.4533   0.9998
  13.000   0.5190   0.18978   0.18101  -0.0994   0.4492   0.9998
  13.250   0.5418   0.19282   0.18403  -0.1022   0.4461   0.9998
  13.500   0.5682   0.19705   0.18824  -0.1051   0.4437   0.9998
  13.750   0.6005   0.20415   0.19532  -0.1084   0.4420   0.9998
  14.000   0.6186   0.20832   0.19949  -0.1113   0.4407   0.9998
  14.250   0.6111   0.20299   0.19423  -0.1135   0.4373   0.9998
<< Back to Marsden (marsden-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Marsden (marsden-il)