MARSKE MONARCH AIRFOIL (NACA 43012A) (marske5-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: MARSKE MONARCH AIRFOIL (NACA 43012A) (marske5-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 73.65 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-marske5-il-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-marske5-il-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.5526 0.08671 0.08439 -0.0101 1.0000 0.0117
-10.750 -0.5995 0.07224 0.06990 -0.0228 1.0000 0.0116
-10.500 -0.9158 0.02653 0.02151 -0.0064 1.0000 0.0133
-10.250 -0.9042 0.02483 0.01958 -0.0038 1.0000 0.0135
-10.000 -0.8876 0.02406 0.01874 -0.0018 1.0000 0.0137
-9.750 -0.8693 0.02348 0.01813 0.0000 1.0000 0.0138
-9.500 -0.8507 0.02290 0.01750 0.0018 1.0000 0.0140
-9.250 -0.8318 0.02232 0.01686 0.0036 1.0000 0.0143
-9.000 -0.8129 0.02163 0.01610 0.0054 1.0000 0.0145
-8.750 -0.7944 0.02076 0.01511 0.0072 1.0000 0.0148
-8.500 -0.7751 0.01995 0.01419 0.0090 1.0000 0.0152
-8.250 -0.7455 0.01879 0.01285 0.0086 0.9888 0.0158
-8.000 -0.6989 0.01774 0.01164 0.0047 0.9556 0.0164
-7.750 -0.6289 0.01728 0.01092 -0.0039 0.8292 0.0171
-7.500 -0.6083 0.01719 0.01057 -0.0021 0.7705 0.0175
-7.250 -0.5861 0.01690 0.01008 -0.0007 0.7414 0.0181
-6.750 -0.5395 0.01586 0.00869 0.0017 0.7045 0.0193
-6.500 -0.5161 0.01553 0.00828 0.0029 0.6854 0.0198
-6.250 -0.4920 0.01530 0.00799 0.0039 0.6640 0.0202
-6.000 -0.4678 0.01508 0.00768 0.0049 0.6395 0.0209
-5.750 -0.4439 0.01481 0.00727 0.0060 0.6096 0.0217
-5.500 -0.4200 0.01458 0.00684 0.0071 0.5738 0.0227
-5.250 -0.3973 0.01435 0.00643 0.0084 0.5251 0.0233
-5.000 -0.3742 0.01428 0.00617 0.0096 0.4675 0.0240
-4.750 -0.3519 0.01429 0.00589 0.0108 0.3841 0.0247
-4.500 -0.3284 0.01421 0.00560 0.0119 0.3365 0.0256
-4.250 -0.3038 0.01413 0.00535 0.0128 0.3116 0.0267
-4.000 -0.2802 0.01385 0.00504 0.0138 0.2965 0.0275
-3.750 -0.2555 0.01370 0.00484 0.0147 0.2852 0.0285
-3.500 -0.2308 0.01352 0.00461 0.0156 0.2759 0.0296
-3.250 -0.2060 0.01337 0.00439 0.0165 0.2680 0.0307
-3.000 -0.1815 0.01317 0.00415 0.0175 0.2609 0.0317
-2.750 -0.1571 0.01301 0.00395 0.0184 0.2536 0.0328
-2.500 -0.1320 0.01286 0.00378 0.0193 0.2483 0.0341
-2.250 -0.1068 0.01274 0.00362 0.0201 0.2428 0.0355
-2.000 -0.0817 0.01264 0.00347 0.0209 0.2376 0.0366
-1.750 -0.0568 0.01249 0.00331 0.0218 0.2333 0.0381
-1.500 -0.0313 0.01238 0.00319 0.0225 0.2294 0.0398
-1.250 -0.0057 0.01232 0.00309 0.0233 0.2250 0.0418
-1.000 0.0196 0.01225 0.00300 0.0241 0.2206 0.0443
-0.750 0.0452 0.01219 0.00293 0.0248 0.2171 0.0475
-0.500 0.0708 0.01212 0.00286 0.0255 0.2138 0.0541
-0.250 0.0955 0.01198 0.00281 0.0264 0.2102 0.0820
0.000 0.1049 0.01075 0.00262 0.0297 0.2073 0.3982
0.250 0.0985 0.00928 0.00249 0.0368 0.2052 0.7581
0.500 0.1206 0.00923 0.00263 0.0386 0.2018 0.8324
0.750 0.1461 0.00929 0.00277 0.0397 0.1996 0.8697
1.000 0.1737 0.00941 0.00291 0.0402 0.1969 0.8898
1.250 0.2010 0.00954 0.00302 0.0408 0.1943 0.9032
1.500 0.2314 0.00970 0.00315 0.0406 0.1915 0.9118
1.750 0.2558 0.00984 0.00324 0.0417 0.1892 0.9215
2.000 0.2885 0.01007 0.00342 0.0409 0.1864 0.9271
2.250 0.3164 0.01019 0.00352 0.0412 0.1850 0.9326
2.500 0.3417 0.01028 0.00359 0.0419 0.1835 0.9364
2.750 0.3726 0.01041 0.00369 0.0414 0.1817 0.9378
3.000 0.4029 0.01055 0.00380 0.0410 0.1800 0.9395
3.250 0.4326 0.01069 0.00391 0.0407 0.1782 0.9415
3.500 0.4615 0.01083 0.00402 0.0406 0.1764 0.9439
3.750 0.4884 0.01099 0.00414 0.0408 0.1747 0.9470
4.000 0.5145 0.01116 0.00427 0.0412 0.1727 0.9502
4.250 0.5455 0.01137 0.00445 0.0406 0.1711 0.9515
4.500 0.5767 0.01153 0.00462 0.0399 0.1702 0.9530
4.750 0.6075 0.01170 0.00479 0.0393 0.1692 0.9548
5.000 0.6372 0.01187 0.00498 0.0389 0.1682 0.9571
5.250 0.6641 0.01204 0.00515 0.0391 0.1671 0.9604
5.500 0.6927 0.01223 0.00534 0.0389 0.1660 0.9628
5.750 0.7248 0.01243 0.00555 0.0379 0.1648 0.9638
6.000 0.7564 0.01264 0.00576 0.0370 0.1636 0.9650
6.250 0.7872 0.01286 0.00598 0.0363 0.1623 0.9664
6.500 0.8170 0.01309 0.00620 0.0357 0.1610 0.9683
6.750 0.8449 0.01334 0.00643 0.0355 0.1593 0.9708
7.000 0.8706 0.01366 0.00674 0.0358 0.1573 0.9739
7.250 0.9024 0.01383 0.00695 0.0348 0.1563 0.9750
7.500 0.9336 0.01404 0.00720 0.0339 0.1553 0.9763
7.750 0.9641 0.01428 0.00748 0.0331 0.1544 0.9780
8.000 0.9936 0.01451 0.00775 0.0325 0.1532 0.9801
8.250 1.0211 0.01475 0.00803 0.0323 0.1521 0.9829
8.500 1.0500 0.01500 0.00832 0.0318 0.1510 0.9848
8.750 1.0806 0.01527 0.00862 0.0309 0.1498 0.9862
9.000 1.1105 0.01554 0.00891 0.0301 0.1486 0.9878
9.250 1.1396 0.01582 0.00921 0.0295 0.1472 0.9897
9.500 1.1675 0.01615 0.00956 0.0290 0.1458 0.9919
9.750 1.1943 0.01656 0.00999 0.0287 0.1444 0.9940
10.000 1.2241 0.01687 0.01036 0.0278 0.1436 0.9956
10.250 1.2540 0.01716 0.01073 0.0269 0.1427 0.9974
10.500 1.2837 0.01747 0.01112 0.0260 0.1416 0.9990
10.750 1.3102 0.01779 0.01151 0.0257 0.1404 1.0000
11.000 1.3259 0.01807 0.01185 0.0277 0.1394 1.0000
11.250 1.3413 0.01837 0.01221 0.0296 0.1383 1.0000
11.500 1.3564 0.01867 0.01257 0.0316 0.1372 1.0000
11.750 1.3713 0.01900 0.01293 0.0336 0.1360 1.0000
12.000 1.3856 0.01934 0.01332 0.0356 0.1349 1.0000
12.250 1.3991 0.01973 0.01374 0.0377 0.1338 1.0000
12.500 1.4113 0.02018 0.01422 0.0399 0.1325 1.0000
12.750 1.4244 0.02062 0.01473 0.0420 0.1315 1.0000
13.000 1.4359 0.02101 0.01522 0.0443 0.1306 1.0000
13.250 1.4455 0.02142 0.01571 0.0469 0.1295 1.0000
13.500 1.4556 0.02187 0.01625 0.0493 0.1282 1.0000
13.750 1.4661 0.02236 0.01681 0.0514 0.1265 1.0000
14.000 1.4765 0.02290 0.01740 0.0532 0.1247 1.0000
14.250 1.4859 0.02356 0.01812 0.0549 0.1230 1.0000
14.500 1.4938 0.02442 0.01902 0.0564 0.1216 1.0000
14.750 1.5034 0.02531 0.02001 0.0576 0.1200 1.0000
15.000 1.5131 0.02629 0.02110 0.0585 0.1185 1.0000
15.250 1.5223 0.02739 0.02228 0.0591 0.1162 1.0000
15.500 1.5294 0.02874 0.02371 0.0594 0.1137 1.0000
15.750 1.5332 0.03048 0.02549 0.0595 0.1111 1.0000
16.000 1.5390 0.03217 0.02728 0.0595 0.1086 1.0000
16.250 1.5420 0.03421 0.02941 0.0592 0.1054 1.0000
16.500 1.5408 0.03676 0.03203 0.0586 0.1031 1.0000
16.750 1.5337 0.04007 0.03541 0.0575 0.1008 1.0000
17.000 1.5285 0.04330 0.03877 0.0564 0.0996 1.0000
17.250 1.5172 0.04743 0.04303 0.0547 0.0976 1.0000
17.500 1.4980 0.05276 0.04849 0.0523 0.0960 1.0000
17.750 1.4714 0.05928 0.05515 0.0491 0.0950 1.0000
18.000 1.4310 0.06807 0.06409 0.0447 0.0940 1.0000
18.250 1.3810 0.07844 0.07461 0.0395 0.0933 1.0000
18.500 1.3259 0.08968 0.08596 0.0339 0.0920 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MARSKE MONARCH AIRFOIL (NACA 43012A) (marske5-il)