XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: KENNEDY AND MARSDEN AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.750 0.4078 0.13213 0.12291 -0.1437 0.4851 0.0951 -11.500 0.4164 0.13019 0.12099 -0.1446 0.4847 0.0965 -11.250 0.4223 0.12824 0.11907 -0.1457 0.4844 0.0981 -11.000 0.4201 0.12637 0.11722 -0.1473 0.4842 0.0996 -10.750 0.4193 0.12437 0.11526 -0.1486 0.4839 0.0999 -10.250 0.4230 0.11982 0.11078 -0.1510 0.4833 0.1002 -9.750 0.4314 0.10968 0.10062 -0.1533 0.4827 0.0749 -9.500 0.4436 0.10814 0.09915 -0.1531 0.4822 0.0743 -9.250 0.4519 0.10620 0.09728 -0.1533 0.4818 0.0735 -9.000 0.4570 0.10394 0.09508 -0.1537 0.4813 0.0727 -8.750 0.4593 0.10137 0.09257 -0.1543 0.4809 0.0718 -8.500 0.4584 0.09840 0.08967 -0.1550 0.4806 0.0709 -8.000 0.2893 0.06675 0.05772 -0.1723 0.4814 0.0677 -7.750 0.2482 0.06198 0.05283 -0.1733 0.4813 0.0676 -7.500 0.2169 0.05902 0.04977 -0.1722 0.4811 0.0676 -7.250 0.1888 0.05721 0.04789 -0.1695 0.4809 0.0676 -7.000 0.1618 0.05629 0.04692 -0.1653 0.4806 0.0676 -6.750 0.1379 0.05547 0.04605 -0.1614 0.4803 0.0677 -6.500 0.1201 0.05466 0.04518 -0.1581 0.4799 0.0678 -6.250 0.1064 0.05400 0.04444 -0.1548 0.4795 0.0679 -6.000 0.0950 0.05354 0.04391 -0.1513 0.4790 0.0680 -5.750 0.0861 0.05339 0.04379 -0.1474 0.4783 0.0681 -5.500 0.0744 0.05344 0.04387 -0.1430 0.4773 0.0682 -5.250 0.0583 0.05372 0.04421 -0.1379 0.4760 0.0683 -5.000 0.0339 0.05437 0.04494 -0.1318 0.4747 0.0684 -4.750 -0.0249 0.05624 0.04697 -0.1212 0.4733 0.0682 -4.500 -0.1124 0.06128 0.05240 -0.1096 0.4703 0.0677 -4.250 -0.1344 0.06342 0.05455 -0.1071 0.4677 0.0677 -4.000 -0.1352 0.06444 0.05543 -0.1068 0.4660 0.0679 -3.750 -0.1275 0.06514 0.05605 -0.1070 0.4647 0.0682 -3.500 -0.1119 0.06537 0.05622 -0.1072 0.4638 0.0685 -3.250 -0.0923 0.06542 0.05621 -0.1076 0.4631 0.0690 -3.000 -0.1654 0.07355 0.06450 -0.1059 0.4566 0.0685 -2.750 -0.1785 0.07636 0.06732 -0.1057 0.4536 0.0686 -2.500 -0.1737 0.07779 0.06874 -0.1060 0.4517 0.0688 -2.250 -0.1638 0.07890 0.06983 -0.1064 0.4501 0.0692 -2.000 -0.1499 0.07977 0.07066 -0.1068 0.4486 0.0697 -1.750 -0.1310 0.08029 0.07113 -0.1074 0.4471 0.0702 -1.500 -0.1088 0.08063 0.07140 -0.1079 0.4457 0.0709 -1.250 -0.0852 0.08094 0.07162 -0.1085 0.4446 0.0717 -1.000 -0.0607 0.08125 0.07186 -0.1090 0.4436 0.0725 -0.750 -0.0362 0.08168 0.07220 -0.1094 0.4429 0.0734 -0.500 -0.0104 0.08216 0.07256 -0.1099 0.4422 0.0746 -0.250 0.0151 0.08265 0.07308 -0.1103 0.4416 0.0759 0.250 -0.0211 0.08965 0.08024 -0.1104 0.4337 0.0762 0.500 -0.0090 0.09110 0.08174 -0.1108 0.4319 0.0772 0.750 0.0058 0.09246 0.08313 -0.1113 0.4304 0.0785 1.000 0.0227 0.09371 0.08438 -0.1118 0.4292 0.0799 1.250 0.0418 0.09487 0.08552 -0.1123 0.4280 0.0813 1.750 0.0919 0.09650 0.08719 -0.1137 0.4255 0.0844 2.000 0.1209 0.09725 0.08798 -0.1146 0.4246 0.0865 2.250 0.1516 0.09801 0.08872 -0.1156 0.4238 0.0892 2.500 0.1836 0.09883 0.08954 -0.1167 0.4232 0.0924 3.000 0.1537 0.10525 0.09615 -0.1174 0.4142 0.0935 3.250 0.1753 0.10654 0.09747 -0.1184 0.4122 0.0978 3.500 0.1987 0.10788 0.09886 -0.1196 0.4108 0.1030 3.750 0.2239 0.10917 0.10019 -0.1207 0.4097 0.1107 4.000 0.2527 0.11043 0.10153 -0.1223 0.4088 0.1224 5.000 0.3380 0.11968 0.11276 -0.1355 0.3976 0.4488 5.250 0.3332 0.12016 0.11371 -0.1293 0.3963 0.5486 5.500 0.3520 0.12152 0.11504 -0.1288 0.3951 0.6004 5.750 0.3810 0.12317 0.11654 -0.1303 0.3941 0.6334 6.250 0.3785 0.12758 0.12100 -0.1283 0.3862 0.6604 6.500 0.3858 0.12899 0.12240 -0.1261 0.3843 0.6822 6.750 0.3847 0.12951 0.12295 -0.1209 0.3829 0.6977 7.000 0.3888 0.13006 0.12349 -0.1167 0.3817 0.7141 7.250 0.4025 0.13078 0.12416 -0.1142 0.3807 0.7300