MARSKE XM-1D AIRFOIL (F14-3.0) (marske1-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: MARSKE XM-1D AIRFOIL (F14-3.0) (marske1-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 55.73 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-marske1-il-200000.txt Download as CSV file: xf-marske1-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.4918 0.09827 0.09404 0.0056 0.6932 0.0658
-9.750 -0.4307 0.09381 0.08980 0.0071 0.6707 0.0710
-9.500 -0.6103 0.07897 0.07463 -0.0115 0.6942 0.0695
-9.250 -0.5403 0.07989 0.07571 -0.0086 0.6819 0.0708
-9.000 -0.5353 0.07765 0.07343 -0.0083 0.6757 0.0720
-8.750 -0.5482 0.07395 0.06968 -0.0088 0.6711 0.0732
-8.250 -0.5989 0.06489 0.06030 -0.0071 0.6638 0.0781
-8.000 -0.5831 0.06349 0.05888 -0.0061 0.6570 0.0797
-7.750 -0.6032 0.05919 0.05419 -0.0044 0.6536 0.0861
-7.500 -0.5809 0.05769 0.05280 -0.0038 0.6454 0.0876
-7.250 -0.5888 0.05480 0.04945 -0.0016 0.6411 0.0954
-7.000 -0.5647 0.05311 0.04793 -0.0014 0.6339 0.0973
-6.750 -0.5643 0.05087 0.04527 0.0009 0.6282 0.1063
-6.500 -0.5415 0.04891 0.04342 0.0012 0.6214 0.1084
-6.250 -0.5354 0.04722 0.04133 0.0034 0.6152 0.1186
-6.000 -0.5124 0.04501 0.03929 0.0037 0.6074 0.1212
-5.750 -0.5014 0.04355 0.03745 0.0056 0.6022 0.1327
-5.500 -0.4780 0.04172 0.03581 0.0059 0.5937 0.1366
-5.250 -0.4623 0.04018 0.03409 0.0074 0.5876 0.1491
-5.000 -0.4449 0.03910 0.03287 0.0087 0.5811 0.1635
-4.750 -0.4254 0.03822 0.03192 0.0099 0.5733 0.1791
-4.500 -0.3990 0.02816 0.01955 0.0151 0.5707 0.0849
-4.250 -0.3702 0.02529 0.01634 0.0159 0.5648 0.0761
-4.000 -0.3412 0.02350 0.01446 0.0162 0.5564 0.0726
-3.750 -0.3133 0.02283 0.01336 0.0173 0.5504 0.0694
-3.500 -0.2840 0.02165 0.01218 0.0175 0.5433 0.0685
-3.250 -0.2557 0.02082 0.01128 0.0179 0.5360 0.0686
-3.000 -0.2277 0.02008 0.01043 0.0184 0.5305 0.0688
-2.750 -0.1995 0.01937 0.00975 0.0187 0.5224 0.0687
-2.500 -0.1722 0.01869 0.00905 0.0193 0.5159 0.0686
-2.250 -0.1457 0.01814 0.00845 0.0200 0.5108 0.0687
-2.000 -0.1195 0.01766 0.00803 0.0206 0.5033 0.0690
-1.750 -0.0940 0.01721 0.00754 0.0214 0.4975 0.0694
-1.500 -0.0700 0.01672 0.00705 0.0224 0.4922 0.0706
-1.250 -0.0452 0.01635 0.00675 0.0232 0.4851 0.0726
-1.000 -0.0198 0.01608 0.00643 0.0240 0.4797 0.0745
-0.750 0.0061 0.01592 0.00617 0.0248 0.4749 0.0761
-0.500 0.0321 0.01575 0.00606 0.0254 0.4683 0.0787
-0.250 0.0583 0.01559 0.00588 0.0260 0.4627 0.0833
0.000 0.0838 0.01545 0.00573 0.0268 0.4581 0.1017
0.250 0.1035 0.01477 0.00573 0.0282 0.4528 0.2582
0.500 0.1113 0.01333 0.00557 0.0318 0.4483 0.5912
0.750 0.1341 0.01283 0.00584 0.0340 0.4436 0.8020
1.000 0.1693 0.01306 0.00612 0.0335 0.4386 0.8627
1.250 0.2103 0.01341 0.00656 0.0319 0.4324 0.9031
1.500 0.2531 0.01379 0.00686 0.0297 0.4271 0.9245
1.750 0.3120 0.01445 0.00733 0.0247 0.4216 0.9437
2.000 0.3684 0.01488 0.00779 0.0197 0.4148 0.9576
2.250 0.4314 0.01524 0.00804 0.0134 0.4088 0.9719
2.500 0.4914 0.01560 0.00820 0.0073 0.4038 0.9841
2.750 0.5615 0.01559 0.00827 -0.0010 0.3973 0.9976
3.000 0.5932 0.01561 0.00826 -0.0020 0.3926 1.0000
3.250 0.6155 0.01571 0.00827 -0.0011 0.3890 1.0000
3.500 0.6379 0.01598 0.00845 -0.0003 0.3856 1.0000
3.750 0.6600 0.01613 0.00872 0.0005 0.3817 1.0000
4.000 0.6823 0.01631 0.00894 0.0013 0.3777 1.0000
4.250 0.7047 0.01647 0.00908 0.0021 0.3740 1.0000
4.500 0.7274 0.01662 0.00916 0.0030 0.3708 1.0000
4.750 0.7498 0.01695 0.00944 0.0038 0.3673 1.0000
5.000 0.7713 0.01721 0.00984 0.0047 0.3633 1.0000
5.250 0.7931 0.01747 0.01016 0.0056 0.3595 1.0000
5.500 0.8152 0.01771 0.01039 0.0065 0.3561 1.0000
5.750 0.8378 0.01791 0.01053 0.0075 0.3530 1.0000
6.000 0.8595 0.01826 0.01087 0.0084 0.3490 1.0000
6.250 0.8800 0.01848 0.01123 0.0095 0.3438 1.0000
6.500 0.9018 0.01856 0.01132 0.0105 0.3391 1.0000
6.750 0.9248 0.01863 0.01128 0.0115 0.3351 1.0000
7.000 0.9456 0.01901 0.01171 0.0125 0.3311 1.0000
7.250 0.9656 0.01936 0.01220 0.0136 0.3267 1.0000
7.500 0.9870 0.01957 0.01245 0.0147 0.3226 1.0000
7.750 1.0096 0.01971 0.01253 0.0156 0.3191 1.0000
8.000 1.0317 0.02009 0.01287 0.0166 0.3156 1.0000
8.250 1.0499 0.02052 0.01351 0.0178 0.3110 1.0000
8.500 1.0705 0.02076 0.01381 0.0189 0.3065 1.0000
8.750 1.0933 0.02084 0.01384 0.0199 0.3026 1.0000
9.000 1.1149 0.02116 0.01416 0.0208 0.2985 1.0000
9.250 1.1322 0.02157 0.01476 0.0222 0.2933 1.0000
9.500 1.1535 0.02167 0.01489 0.0232 0.2884 1.0000
9.750 1.1772 0.02175 0.01485 0.0240 0.2840 1.0000
10.000 1.1931 0.02220 0.01552 0.0254 0.2782 1.0000
10.250 1.2132 0.02229 0.01565 0.0266 0.2723 1.0000
10.500 1.2352 0.02238 0.01565 0.0275 0.2669 1.0000
10.750 1.2497 0.02277 0.01625 0.0290 0.2597 1.0000
11.000 1.2701 0.02279 0.01621 0.0301 0.2533 1.0000
11.250 1.2835 0.02329 0.01687 0.0316 0.2456 1.0000
11.500 1.3002 0.02351 0.01706 0.0329 0.2383 1.0000
11.750 1.3103 0.02417 0.01786 0.0347 0.2300 1.0000
12.000 1.3229 0.02464 0.01824 0.0363 0.2224 1.0000
12.250 1.3259 0.02564 0.01942 0.0383 0.2140 1.0000
12.500 1.3283 0.02653 0.02022 0.0407 0.2070 1.0000
12.750 1.3183 0.02831 0.02217 0.0427 0.1998 1.0000
13.000 1.3163 0.03020 0.02397 0.0431 0.1930 1.0000
13.250 1.3086 0.03306 0.02698 0.0425 0.1854 1.0000
13.500 1.3064 0.03530 0.02913 0.0426 0.1789 1.0000
13.750 1.2979 0.03839 0.03235 0.0420 0.1721 1.0000
14.000 1.2950 0.04078 0.03463 0.0419 0.1661 1.0000
14.250 1.2856 0.04410 0.03807 0.0412 0.1602 1.0000
14.500 1.2808 0.04686 0.04081 0.0408 0.1548 1.0000
14.750 1.2751 0.04983 0.04379 0.0403 0.1495 1.0000
15.000 1.2669 0.05319 0.04722 0.0395 0.1444 1.0000
15.250 1.2690 0.05521 0.04910 0.0395 0.1393 1.0000
15.500 1.2582 0.05925 0.05329 0.0381 0.1348 1.0000
15.750 1.2557 0.06222 0.05625 0.0373 0.1301 1.0000
16.000 1.2561 0.06482 0.05881 0.0368 0.1254 1.0000
16.250 1.2486 0.06872 0.06283 0.0354 0.1212 1.0000
16.500 1.2517 0.07098 0.06500 0.0350 0.1166 1.0000
16.750 1.2467 0.07457 0.06867 0.0338 0.1126 1.0000
17.000 1.2401 0.07853 0.07271 0.0322 0.1087 1.0000
17.250 1.2488 0.08000 0.07406 0.0322 0.1045 1.0000
17.500 1.2384 0.08461 0.07881 0.0303 0.1012 1.0000
17.750 1.2308 0.08889 0.08319 0.0285 0.0979 1.0000
18.000 1.2355 0.09115 0.08540 0.0278 0.0946 1.0000
18.250 1.2334 0.09451 0.08881 0.0267 0.0915 1.0000
18.500 1.2209 0.09978 0.09425 0.0242 0.0890 1.0000
18.750 1.2188 0.10333 0.09783 0.0226 0.0862 1.0000
19.000 1.2380 0.10311 0.09745 0.0235 0.0830 1.0000
19.250 1.2162 0.11013 0.10471 0.0198 0.0814 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MARSKE XM-1D AIRFOIL (F14-3.0) (marske1-il)