MARSKE MONARCH AIRFOIL (NACA 43012A) (marske5-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: MARSKE MONARCH AIRFOIL (NACA 43012A) (marske5-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 92.85 at α=12.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-marske5-il-1000000.txt Download as CSV file: xf-marske5-il-1000000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: MARSKE MONARCH AIRFOIL (NACA 43012A)
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.5352 0.10391 0.10227 0.0045 1.0000 0.0177
-11.000 -0.5381 0.09885 0.09721 0.0018 1.0000 0.0181
-10.250 -0.9436 0.02495 0.02069 0.0031 1.0000 0.0156
-10.000 -0.9325 0.02310 0.01858 0.0059 1.0000 0.0158
-9.750 -0.9164 0.02200 0.01730 0.0081 1.0000 0.0160
-9.500 -0.9032 0.02015 0.01521 0.0107 1.0000 0.0164
-9.250 -0.8843 0.01947 0.01450 0.0125 1.0000 0.0167
-9.000 -0.8643 0.01899 0.01399 0.0142 1.0000 0.0169
-8.750 -0.8436 0.01866 0.01365 0.0158 1.0000 0.0171
-8.500 -0.8232 0.01824 0.01319 0.0174 1.0000 0.0174
-8.250 -0.8027 0.01774 0.01265 0.0191 1.0000 0.0177
-8.000 -0.7820 0.01735 0.01222 0.0208 1.0000 0.0182
-7.750 -0.7558 0.01675 0.01154 0.0213 0.9990 0.0187
-7.500 -0.7187 0.01605 0.01073 0.0195 0.9850 0.0191
-7.250 -0.6444 0.01455 0.00914 0.0095 0.9393 0.0200
-7.000 -0.6065 0.01458 0.00870 0.0078 0.7856 0.0204
-6.750 -0.5848 0.01443 0.00837 0.0094 0.7463 0.0209
-6.500 -0.5612 0.01420 0.00803 0.0105 0.7244 0.0215
-6.250 -0.5369 0.01387 0.00759 0.0116 0.7079 0.0221
-5.750 -0.4887 0.01299 0.00654 0.0137 0.6753 0.0233
-5.500 -0.4640 0.01277 0.00630 0.0146 0.6579 0.0239
-5.250 -0.4390 0.01262 0.00609 0.0155 0.6369 0.0247
-5.000 -0.4145 0.01239 0.00576 0.0165 0.6074 0.0254
-4.750 -0.3906 0.01227 0.00547 0.0176 0.5608 0.0261
-4.500 -0.3671 0.01229 0.00524 0.0188 0.4950 0.0266
-4.250 -0.3474 0.01195 0.00464 0.0205 0.4103 0.0276
-4.000 -0.3244 0.01202 0.00448 0.0216 0.3386 0.0284
-3.750 -0.3000 0.01193 0.00429 0.0226 0.3094 0.0293
-3.500 -0.2747 0.01186 0.00414 0.0234 0.2928 0.0304
-3.250 -0.2499 0.01171 0.00392 0.0243 0.2811 0.0311
-3.000 -0.2272 0.01137 0.00354 0.0256 0.2718 0.0322
-2.750 -0.2019 0.01123 0.00339 0.0264 0.2645 0.0333
-2.500 -0.1764 0.01113 0.00325 0.0272 0.2575 0.0346
-2.250 -0.1508 0.01106 0.00313 0.0280 0.2504 0.0356
-2.000 -0.1263 0.01082 0.00288 0.0290 0.2458 0.0369
-1.750 -0.1011 0.01070 0.00273 0.0298 0.2398 0.0384
-1.500 -0.0754 0.01064 0.00264 0.0305 0.2335 0.0402
-1.250 -0.0491 0.01056 0.00255 0.0312 0.2300 0.0415
-1.000 -0.0239 0.01043 0.00240 0.0320 0.2255 0.0444
-0.750 0.0020 0.01039 0.00233 0.0327 0.2203 0.0472
-0.500 0.0276 0.01031 0.00227 0.0334 0.2163 0.0538
-0.250 0.0506 0.01000 0.00219 0.0346 0.2135 0.1218
0.000 0.0443 0.00804 0.00186 0.0411 0.2117 0.6056
0.250 0.0477 0.00728 0.00186 0.0467 0.2092 0.8176
0.500 0.0715 0.00731 0.00195 0.0480 0.2052 0.8512
0.750 0.0962 0.00740 0.00205 0.0491 0.2013 0.8718
1.000 0.1221 0.00746 0.00214 0.0500 0.1994 0.8885
1.250 0.1488 0.00755 0.00225 0.0507 0.1971 0.9022
1.500 0.1753 0.00765 0.00232 0.0514 0.1944 0.9104
1.750 0.2026 0.00778 0.00243 0.0519 0.1914 0.9184
2.000 0.2273 0.00794 0.00254 0.0528 0.1879 0.9251
2.250 0.2571 0.00807 0.00268 0.0527 0.1859 0.9304
2.500 0.2843 0.00819 0.00280 0.0532 0.1846 0.9369
2.750 0.3107 0.00829 0.00288 0.0538 0.1831 0.9417
3.000 0.3408 0.00839 0.00297 0.0535 0.1814 0.9438
3.250 0.3704 0.00851 0.00306 0.0533 0.1796 0.9459
3.500 0.3994 0.00864 0.00316 0.0532 0.1777 0.9483
3.750 0.4272 0.00879 0.00328 0.0533 0.1758 0.9512
4.000 0.4506 0.00897 0.00344 0.0543 0.1735 0.9551
4.250 0.4804 0.00915 0.00361 0.0540 0.1721 0.9572
4.500 0.5121 0.00928 0.00374 0.0532 0.1714 0.9586
4.750 0.5440 0.00941 0.00388 0.0525 0.1705 0.9601
5.000 0.5758 0.00957 0.00403 0.0517 0.1695 0.9617
5.250 0.6072 0.00972 0.00419 0.0509 0.1684 0.9635
5.500 0.6372 0.00987 0.00433 0.0505 0.1670 0.9657
5.750 0.6601 0.00997 0.00443 0.0516 0.1656 0.9701
6.000 0.6936 0.01014 0.00458 0.0504 0.1641 0.9708
6.250 0.7272 0.01035 0.00478 0.0491 0.1626 0.9715
6.500 0.7602 0.01064 0.00506 0.0478 0.1605 0.9721
6.750 0.7924 0.01097 0.00539 0.0467 0.1586 0.9729
7.000 0.8255 0.01110 0.00554 0.0455 0.1580 0.9738
7.250 0.8583 0.01123 0.00569 0.0444 0.1572 0.9748
7.500 0.8902 0.01140 0.00588 0.0435 0.1562 0.9760
7.750 0.9212 0.01158 0.00608 0.0427 0.1553 0.9776
8.000 0.9506 0.01177 0.00628 0.0422 0.1542 0.9797
8.250 0.9761 0.01196 0.00649 0.0426 0.1532 0.9829
8.500 1.0094 0.01215 0.00670 0.0412 0.1521 0.9836
8.750 1.0423 0.01234 0.00691 0.0399 0.1509 0.9843
9.000 1.0747 0.01258 0.00716 0.0387 0.1497 0.9853
9.250 1.1059 0.01290 0.00748 0.0376 0.1480 0.9865
9.500 1.1350 0.01342 0.00802 0.0368 0.1460 0.9880
9.750 1.1662 0.01357 0.00822 0.0359 0.1455 0.9895
10.000 1.1965 0.01374 0.00843 0.0351 0.1448 0.9911
10.250 1.2256 0.01392 0.00866 0.0346 0.1439 0.9930
10.500 1.2563 0.01411 0.00889 0.0337 0.1428 0.9941
10.750 1.2885 0.01427 0.00909 0.0324 0.1413 0.9950
11.000 1.3203 0.01444 0.00929 0.0312 0.1399 0.9962
11.250 1.3520 0.01461 0.00948 0.0300 0.1381 0.9974
11.500 1.3826 0.01491 0.00978 0.0289 0.1359 0.9987
11.750 1.4120 0.01536 0.01026 0.0279 0.1337 0.9998
12.000 1.4328 0.01551 0.01047 0.0289 0.1330 1.0000
12.250 1.4500 0.01565 0.01068 0.0306 0.1319 1.0000
12.500 1.4670 0.01581 0.01088 0.0324 0.1303 1.0000
12.750 1.4838 0.01598 0.01110 0.0341 0.1287 1.0000
13.000 1.4997 0.01620 0.01134 0.0360 0.1270 1.0000
13.250 1.5141 0.01648 0.01162 0.0381 0.1243 1.0000
13.500 1.5283 0.01680 0.01197 0.0401 0.1220 1.0000
13.750 1.5459 0.01697 0.01220 0.0416 0.1199 1.0000
14.000 1.5616 0.01723 0.01250 0.0434 0.1174 1.0000
14.250 1.5755 0.01758 0.01286 0.0454 0.1147 1.0000
14.500 1.5858 0.01808 0.01337 0.0478 0.1120 1.0000
14.750 1.5964 0.01840 0.01375 0.0504 0.1103 1.0000
15.000 1.6053 0.01879 0.01419 0.0531 0.1079 1.0000
15.250 1.6135 0.01932 0.01475 0.0556 0.1051 1.0000
15.750 1.6299 0.02071 0.01623 0.0597 0.0997 1.0000
16.000 1.6380 0.02156 0.01712 0.0612 0.0973 1.0000
16.250 1.6425 0.02275 0.01835 0.0627 0.0943 1.0000
16.500 1.6468 0.02412 0.01977 0.0637 0.0919 1.0000
16.750 1.6529 0.02552 0.02126 0.0642 0.0899 1.0000
17.000 1.6545 0.02746 0.02325 0.0643 0.0873 1.0000
17.250 1.6526 0.02988 0.02574 0.0640 0.0852 1.0000
17.500 1.6478 0.03273 0.02868 0.0635 0.0832 1.0000
17.750 1.6472 0.03527 0.03132 0.0628 0.0816 1.0000
18.000 1.6386 0.03880 0.03495 0.0615 0.0795 1.0000
18.250 1.6236 0.04329 0.03955 0.0597 0.0782 1.0000
18.500 1.5985 0.04930 0.04570 0.0568 0.0773 1.0000
18.750 1.5627 0.05705 0.05362 0.0530 0.0770 1.0000
19.000 1.5048 0.06816 0.06493 0.0475 0.0771 1.0000
19.250 1.4462 0.07946 0.07642 0.0419 0.0776 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MARSKE MONARCH AIRFOIL (NACA 43012A) (marske5-il)