MARSKE MONARCH AIRFOIL (NACA 43012A) (marske5-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: MARSKE MONARCH AIRFOIL (NACA 43012A) (marske5-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.78 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-marske5-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-marske5-il-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.4581 0.10854 0.10190 0.0018 1.0000 0.1469
-9.750 -0.5081 0.09430 0.08758 -0.0155 1.0000 0.0782
-9.250 -0.5445 0.08425 0.07738 -0.0175 1.0000 0.0666
-9.000 -0.5352 0.08066 0.07386 -0.0168 1.0000 0.0659
-8.750 -0.5343 0.07722 0.07044 -0.0159 1.0000 0.0649
-8.500 -0.5383 0.07364 0.06683 -0.0149 1.0000 0.0638
-8.250 -0.5433 0.07002 0.06313 -0.0136 1.0000 0.0626
-8.000 -0.5481 0.06636 0.05933 -0.0120 1.0000 0.0614
-7.750 -0.5522 0.06267 0.05544 -0.0099 1.0000 0.0602
-7.500 -0.5541 0.05908 0.05158 -0.0075 1.0000 0.0591
-7.250 -0.5506 0.05606 0.04835 -0.0052 1.0000 0.0592
-7.000 -0.5440 0.05339 0.04551 -0.0029 1.0000 0.0600
-6.750 -0.5365 0.05081 0.04272 -0.0005 1.0000 0.0607
-6.500 -0.5281 0.04830 0.03998 0.0021 1.0000 0.0615
-6.250 -0.5187 0.04584 0.03726 0.0047 1.0000 0.0618
-6.000 -0.5081 0.04345 0.03461 0.0075 1.0000 0.0619
-5.750 -0.4961 0.04126 0.03215 0.0101 1.0000 0.0622
-5.500 -0.4835 0.03934 0.02996 0.0127 1.0000 0.0635
-5.250 -0.4706 0.03763 0.02794 0.0153 1.0000 0.0651
-5.000 -0.4578 0.03611 0.02608 0.0181 1.0000 0.0664
-4.750 -0.4334 0.03422 0.02408 0.0184 0.9925 0.0675
-4.500 -0.3798 0.03203 0.02178 0.0136 0.9607 0.0708
-4.250 -0.3293 0.03022 0.01970 0.0102 0.9279 0.0752
-4.000 -0.2757 0.02843 0.01770 0.0065 0.8947 0.0785
-3.750 -0.2184 0.02689 0.01613 0.0022 0.8542 0.0850
-3.500 -0.1638 0.02577 0.01467 -0.0010 0.8066 0.0905
-3.250 -0.1277 0.02485 0.01366 -0.0014 0.7606 0.0977
-3.000 -0.1014 0.02435 0.01285 0.0001 0.7166 0.1039
-2.750 -0.0803 0.02379 0.01217 0.0022 0.6704 0.1116
-2.500 -0.0605 0.02332 0.01154 0.0044 0.6175 0.1234
-2.250 -0.0423 0.02276 0.01086 0.0068 0.5586 0.1425
-2.000 0.1832 0.02304 0.01231 -0.0208 0.4025 1.0000
-1.750 0.2044 0.02317 0.01206 -0.0198 0.3841 1.0000
-1.500 0.2260 0.02330 0.01189 -0.0189 0.3700 1.0000
-1.250 0.2476 0.02347 0.01177 -0.0180 0.3586 1.0000
-1.000 0.2695 0.02364 0.01171 -0.0171 0.3481 1.0000
-0.750 0.2916 0.02383 0.01170 -0.0163 0.3393 1.0000
-0.500 0.3138 0.02404 0.01173 -0.0154 0.3308 1.0000
-0.250 0.3362 0.02429 0.01178 -0.0146 0.3238 1.0000
0.000 0.3591 0.02454 0.01194 -0.0138 0.3169 1.0000
0.250 0.3817 0.02484 0.01209 -0.0130 0.3115 1.0000
0.500 0.4042 0.02520 0.01226 -0.0121 0.3068 1.0000
0.750 0.4266 0.02553 0.01259 -0.0112 0.3015 1.0000
1.000 0.4486 0.02590 0.01289 -0.0103 0.2963 1.0000
1.250 0.4705 0.02629 0.01314 -0.0093 0.2919 1.0000
1.500 0.4924 0.02675 0.01349 -0.0084 0.2878 1.0000
1.750 0.5139 0.02723 0.01403 -0.0074 0.2835 1.0000
2.000 0.5354 0.02776 0.01457 -0.0065 0.2798 1.0000
2.250 0.5566 0.02832 0.01511 -0.0055 0.2766 1.0000
2.500 0.5778 0.02890 0.01562 -0.0045 0.2738 1.0000
2.750 0.5990 0.02954 0.01615 -0.0034 0.2712 1.0000
3.000 0.6187 0.03029 0.01704 -0.0024 0.2681 1.0000
3.250 0.6379 0.03108 0.01796 -0.0012 0.2646 1.0000
3.500 0.6569 0.03187 0.01883 -0.0001 0.2613 1.0000
3.750 0.6758 0.03265 0.01965 0.0011 0.2584 1.0000
4.000 0.6948 0.03348 0.02049 0.0024 0.2561 1.0000
4.250 0.7137 0.03435 0.02135 0.0036 0.2542 1.0000
4.500 0.7323 0.03533 0.02231 0.0048 0.2525 1.0000
4.750 0.7459 0.03671 0.02397 0.0063 0.2503 1.0000
5.000 0.7583 0.03815 0.02566 0.0079 0.2477 1.0000
5.250 0.7703 0.03958 0.02726 0.0095 0.2449 1.0000
5.500 0.7825 0.04092 0.02875 0.0112 0.2424 1.0000
5.750 0.7953 0.04219 0.03009 0.0129 0.2401 1.0000
6.000 0.8081 0.04348 0.03145 0.0145 0.2382 1.0000
6.250 0.8205 0.04487 0.03289 0.0162 0.2367 1.0000
6.500 0.8335 0.04624 0.03430 0.0177 0.2353 1.0000
6.750 0.8312 0.04883 0.03715 0.0201 0.2335 1.0000
7.000 0.8142 0.05244 0.04110 0.0229 0.2311 1.0000
7.250 0.7897 0.05651 0.04542 0.0256 0.2285 1.0000
7.500 0.7562 0.06127 0.05033 0.0279 0.2261 1.0000
7.750 0.7063 0.06730 0.05642 0.0298 0.2240 1.0000
8.000 0.6674 0.07413 0.06326 0.0282 0.2217 1.0000
8.250 0.6715 0.07648 0.06558 0.0287 0.2197 1.0000
8.500 0.6901 0.07701 0.06610 0.0305 0.2183 1.0000
8.750 0.6110 0.09072 0.07982 0.0228 0.2134 1.0000
9.000 0.5984 0.09558 0.08468 0.0211 0.2109 1.0000
9.250 0.5963 0.09906 0.08816 0.0204 0.2081 1.0000
9.500 0.6024 0.10156 0.09066 0.0204 0.2055 1.0000
9.750 0.6165 0.10316 0.09227 0.0211 0.2033 1.0000
10.000 0.6308 0.10490 0.09399 0.0218 0.2017 1.0000
10.250 0.6058 0.11159 0.10071 0.0184 0.1995 1.0000
10.500 0.5961 0.11620 0.10534 0.0165 0.1970 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MARSKE MONARCH AIRFOIL (NACA 43012A) (marske5-il)