MARSKE XM-1D AIRFOIL (F14-3.0) (marske1-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: MARSKE XM-1D AIRFOIL (F14-3.0) (marske1-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 21.74 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-marske1-il-100000.txt Download as CSV file: xf-marske1-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: MARSKE XM-1D AIRFOIL (F14-3.0)
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.5039 0.13926 0.13465 0.0293 1.0000 0.1109
-11.750 -0.5053 0.13617 0.13161 0.0263 1.0000 0.1153
-11.500 -0.5327 0.13286 0.12840 0.0194 1.0000 0.1176
-11.250 -0.4930 0.12821 0.12377 0.0230 1.0000 0.1204
-11.000 -0.4805 0.12492 0.12054 0.0221 1.0000 0.1243
-10.750 -0.4984 0.12194 0.11764 0.0164 1.0000 0.1298
-10.500 -0.4900 0.11710 0.11288 0.0150 1.0000 0.1325
-10.250 -0.4633 0.11393 0.10976 0.0159 1.0000 0.1372
-10.000 -0.4824 0.11097 0.10687 0.0103 0.8894 0.1442
-9.750 -0.4609 0.10619 0.10181 0.0086 0.8329 0.1482
-9.500 -0.4429 0.10358 0.09903 0.0091 0.8080 0.1537
-9.000 -0.4462 0.09635 0.09173 0.0049 0.7830 0.1648
-8.750 -0.4364 0.09363 0.08896 0.0046 0.7701 0.1712
-8.500 -0.5280 0.08994 0.08532 -0.0044 0.7702 0.1765
-8.250 -0.4441 0.08607 0.08142 0.0006 0.7516 0.1819
-8.000 -0.4437 0.08292 0.07828 -0.0007 0.7422 0.1884
-7.750 -0.5168 0.07913 0.07444 -0.0042 0.7404 0.1950
-7.500 -0.4720 0.07579 0.07113 -0.0021 0.7275 0.1990
-7.250 -0.4710 0.07326 0.06857 -0.0018 0.7182 0.2062
-7.000 -0.4921 0.06985 0.06503 -0.0019 0.7126 0.2147
-6.750 -0.4706 0.06734 0.06255 -0.0007 0.7016 0.2214
-6.500 -0.4828 0.06447 0.05952 -0.0003 0.6953 0.2336
-6.250 -0.4645 0.06223 0.05730 0.0008 0.6854 0.2431
-6.000 -0.4599 0.05947 0.05447 0.0020 0.6776 0.2561
-5.750 -0.4564 0.05723 0.05212 0.0033 0.6701 0.2731
-5.500 -0.4492 0.05519 0.04999 0.0048 0.6615 0.2916
-5.250 -0.4427 0.03946 0.03140 0.0026 0.6623 0.1162
-5.000 -0.4214 0.03631 0.02795 0.0039 0.6549 0.1087
-4.750 -0.3976 0.03430 0.02544 0.0052 0.6451 0.1025
-4.500 -0.3740 0.03266 0.02348 0.0065 0.6378 0.1004
-4.250 -0.3478 0.03128 0.02188 0.0071 0.6279 0.0996
-4.000 -0.3222 0.03011 0.02041 0.0082 0.6207 0.0988
-3.750 -0.2939 0.02901 0.01910 0.0086 0.6110 0.0975
-3.500 -0.2663 0.02808 0.01791 0.0094 0.6037 0.0966
-3.250 -0.2370 0.02728 0.01708 0.0095 0.5944 0.0964
-3.000 -0.2087 0.02654 0.01627 0.0100 0.5874 0.0968
-2.750 -0.1806 0.02599 0.01577 0.0101 0.5795 0.0984
-2.500 -0.1534 0.02549 0.01527 0.0106 0.5717 0.1009
-2.250 -0.1276 0.02504 0.01473 0.0116 0.5664 0.1032
-2.000 -0.1008 0.02476 0.01455 0.0118 0.5571 0.1049
-1.750 -0.0772 0.02424 0.01408 0.0130 0.5515 0.1074
-1.500 -0.0536 0.02400 0.01386 0.0140 0.5458 0.1113
-1.250 -0.0288 0.02392 0.01380 0.0146 0.5378 0.1171
-1.000 -0.0056 0.02352 0.01343 0.0160 0.5327 0.1286
-0.750 0.0161 0.02308 0.01338 0.0172 0.5274 0.1747
-0.500 0.0471 0.02122 0.01425 0.0180 0.5200 0.8200
-0.250 0.1052 0.02207 0.01495 0.0157 0.5139 0.9044
0.000 0.1957 0.02335 0.01606 0.0060 0.5036 0.9448
0.250 0.2814 0.02360 0.01603 -0.0034 0.4965 0.9743
0.500 0.3704 0.02362 0.01592 -0.0152 0.4873 1.0000
0.750 0.3917 0.02379 0.01602 -0.0144 0.4820 1.0000
1.000 0.4125 0.02379 0.01589 -0.0132 0.4783 1.0000
1.250 0.4336 0.02402 0.01603 -0.0123 0.4746 1.0000
1.500 0.4555 0.02484 0.01696 -0.0125 0.4674 1.0000
1.750 0.4764 0.02495 0.01700 -0.0115 0.4629 1.0000
2.000 0.4972 0.02491 0.01683 -0.0101 0.4596 1.0000
2.250 0.5177 0.02579 0.01778 -0.0099 0.4541 1.0000
2.500 0.5378 0.02673 0.01879 -0.0097 0.4483 1.0000
2.750 0.5580 0.02699 0.01900 -0.0086 0.4446 1.0000
3.000 0.5787 0.02698 0.01887 -0.0070 0.4417 1.0000
3.250 0.5963 0.02841 0.02044 -0.0069 0.4355 1.0000
3.500 0.6136 0.02966 0.02178 -0.0066 0.4297 1.0000
3.750 0.6330 0.03002 0.02211 -0.0053 0.4263 1.0000
4.000 0.6536 0.03007 0.02207 -0.0036 0.4239 1.0000
4.250 0.6650 0.03249 0.02468 -0.0037 0.4177 1.0000
4.500 0.6752 0.03468 0.02701 -0.0036 0.4110 1.0000
4.750 0.6941 0.03490 0.02719 -0.0018 0.4079 1.0000
5.000 0.7159 0.03475 0.02695 0.0001 0.4058 1.0000
5.250 0.7382 0.03469 0.02678 0.0020 0.4040 1.0000
5.500 0.6956 0.04429 0.03690 -0.0007 0.3907 1.0000
5.750 0.7211 0.04349 0.03604 0.0018 0.3886 1.0000
6.000 0.7515 0.04221 0.03467 0.0042 0.3871 1.0000
6.250 0.5643 0.06334 0.05598 0.0008 0.3747 1.0000
6.500 0.6515 0.05883 0.05150 0.0022 0.3701 1.0000
6.750 0.7274 0.05300 0.04563 0.0064 0.3688 1.0000
7.000 0.7939 0.04734 0.03987 0.0102 0.3682 1.0000
7.250 0.5821 0.07078 0.06334 0.0052 0.3541 1.0000
7.500 0.6941 0.06302 0.05561 0.0091 0.3504 1.0000
7.750 0.5639 0.07753 0.07007 0.0054 0.3429 1.0000
8.000 0.5967 0.07688 0.06942 0.0072 0.3364 1.0000
9.000 0.5968 0.08764 0.08019 0.0075 0.3088 1.0000
9.250 0.6290 0.08690 0.07947 0.0094 0.3025 1.0000
9.500 0.6166 0.09110 0.08367 0.0085 0.2941 1.0000
9.750 0.6275 0.09284 0.08543 0.0089 0.2877 1.0000
10.000 0.6835 0.08922 0.08184 0.0125 0.2841 1.0000
10.250 0.6278 0.09903 0.09166 0.0080 0.2738 1.0000
10.500 0.6763 0.09600 0.08865 0.0112 0.2689 1.0000
10.750 0.6358 0.10458 0.09724 0.0075 0.2612 1.0000
11.000 0.6538 0.10555 0.09823 0.0082 0.2554 1.0000
11.250 0.6649 0.10748 0.10018 0.0085 0.2496 1.0000
11.500 0.6407 0.11427 0.10700 0.0056 0.2448 1.0000
11.750 0.6726 0.11346 0.10622 0.0074 0.2390 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MARSKE XM-1D AIRFOIL (F14-3.0) (marske1-il)