Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

CHEN AIRFOIL (chen-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: CHEN AIRFOIL (chen-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 4.9 at α=10.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-chen-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-chen-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: CHEN 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 =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -15.250  -0.1765   0.16892   0.16185  -0.0353   0.4599   0.0373
 -15.000  -0.1661   0.16637   0.15931  -0.0370   0.4595   0.0377
 -14.750  -0.1562   0.16391   0.15687  -0.0388   0.4590   0.0384
 -14.500  -0.1470   0.16177   0.15475  -0.0405   0.4589   0.0390
 -14.250  -0.1386   0.15989   0.15289  -0.0423   0.4584   0.0393
 -14.000  -0.1329   0.15893   0.15197  -0.0442   0.4580   0.0396
 -13.750  -0.1291   0.15842   0.15148  -0.0462   0.4583   0.0397
 -13.250  -0.1034   0.14948   0.14260  -0.0480   0.4577   0.0404
 -13.000  -0.0924   0.14638   0.13952  -0.0490   0.4578   0.0407
 -12.750  -0.0820   0.14329   0.13646  -0.0499   0.4576   0.0415
 -12.500  -0.0724   0.14085   0.13404  -0.0510   0.4579   0.0420
 -12.250  -0.0634   0.13831   0.13153  -0.0520   0.4579   0.0432
 -12.000  -0.0549   0.13600   0.12927  -0.0531   0.4581   0.0444
 -11.750  -0.0471   0.13390   0.12720  -0.0542   0.4585   0.0456
 -11.500  -0.0405   0.13221   0.12556  -0.0554   0.4585   0.0465
 -11.250  -0.0375   0.13159   0.12498  -0.0570   0.4589   0.0470
 -11.000  -0.0360   0.13118   0.12463  -0.0584   0.4593   0.0472
 -10.750  -0.0353   0.13064   0.12415  -0.0597   0.4597   0.0474
 -10.500  -0.0286   0.12779   0.12136  -0.0605   0.4600   0.0476
 -10.250  -0.0060   0.12087   0.11444  -0.0596   0.4602   0.0487
 -10.000   0.0030   0.11830   0.11191  -0.0598   0.4605   0.0494
  -9.750   0.0106   0.11613   0.10977  -0.0602   0.4610   0.0501
  -9.500   0.0174   0.11405   0.10775  -0.0606   0.4613   0.0512
  -9.250   0.0235   0.11212   0.10586  -0.0610   0.4618   0.0520
  -9.000   0.0295   0.11037   0.10415  -0.0613   0.4622   0.0528
  -8.750   0.0337   0.10870   0.10253  -0.0617   0.4627   0.0541
  -8.500   0.0364   0.10732   0.10130  -0.0624   0.4640   0.0552
  -8.250   0.0341   0.10695   0.10115  -0.0634   0.4659   0.0558
  -8.000   0.0299   0.10674   0.10111  -0.0644   0.4680   0.0561
  -7.750   0.0210   0.10657   0.10109  -0.0652   0.4695   0.0562
  -7.500   0.0099   0.10687   0.10149  -0.0645   0.4709   0.0563
  -7.250   0.0447   0.09904   0.09374  -0.0639   0.4713   0.0574
  -7.000   0.0521   0.09665   0.09143  -0.0632   0.4728   0.0581
  -6.750   0.0549   0.09493   0.08980  -0.0627   0.4745   0.0591
  -6.500   0.0545   0.09369   0.08863  -0.0619   0.4761   0.0600
  -6.250   0.0523   0.09273   0.08770  -0.0607   0.4776   0.0613
  -6.000   0.0509   0.09179   0.08678  -0.0599   0.4789   0.0627
  -5.750   0.0508   0.09177   0.08716  -0.0607   0.4909   0.0640
  -5.500   0.0499   0.09236   0.08772  -0.0612   0.4943   0.0658
  -5.250   0.0519   0.09386   0.08912  -0.0622   0.4990   0.0664
  -3.750  -0.0610   0.10731   0.10378  -0.0596   0.6250   0.0665
  -3.500   0.0011   0.10004   0.09651  -0.0668   0.6360   0.0685
  -3.250  -0.0651   0.10351   0.09990  -0.0545   0.6072   0.0673
  -3.000  -0.0511   0.09955   0.09596  -0.0537   0.6043   0.0685
  -2.750  -0.0744   0.09944   0.09582  -0.0483   0.5905   0.0686
  -2.500  -0.0577   0.09733   0.09363  -0.0478   0.5871   0.0704
  -2.250  -0.0783   0.09728   0.09355  -0.0431   0.5753   0.0707
  -2.000  -0.0627   0.09592   0.09208  -0.0423   0.5706   0.0728
  -1.750  -0.0250   0.09699   0.09279  -0.0437   0.5683   0.0778
  -1.500  -0.0594   0.09557   0.09146  -0.0379   0.5554   0.0768
  -1.250  -0.0252   0.09705   0.09249  -0.0382   0.5520   0.0790
  -1.000  -0.0422   0.09643   0.09186  -0.0344   0.5419   0.0792
  -0.750  -0.0360   0.09315   0.08862  -0.0326   0.5370   0.0803
  -0.500  -0.0190   0.09143   0.08682  -0.0314   0.5347   0.0826
  -0.250  -0.0310   0.09162   0.08694  -0.0282   0.5265   0.0841
   0.000  -0.0205   0.09112   0.08631  -0.0265   0.5206   0.0869
   0.250   0.0108   0.09266   0.08744  -0.0258   0.5178   0.0924
   0.500   0.0289   0.09034   0.08511  -0.0248   0.5162   0.0946
   0.750   0.0565   0.09002   0.08465  -0.0242   0.5152   0.0992
   1.000   0.0184   0.08978   0.08440  -0.0192   0.5018   0.0978
   1.250   0.0588   0.09341   0.08749  -0.0186   0.4994   0.1060
   1.500   0.0748   0.09020   0.08434  -0.0173   0.4983   0.1084
   1.750   0.1044   0.09035   0.08436  -0.0168   0.4975   0.1137
   2.000   0.0603   0.08944   0.08344  -0.0117   0.4837   0.1115
   2.250   0.0953   0.09224   0.08581  -0.0109   0.4818   0.1215
   2.500   0.1140   0.09042   0.08401  -0.0097   0.4808   0.1252
   2.750   0.1482   0.09202   0.08535  -0.0092   0.4800   0.1387
   3.000   0.0965   0.09027   0.08373  -0.0045   0.4668   0.1309
   3.250   0.1198   0.09075   0.08399  -0.0032   0.4649   0.1407
   3.500   0.1498   0.09207   0.08506  -0.0023   0.4637   0.1532
   3.750   0.1826   0.09360   0.08638  -0.0018   0.4629   0.1675
   4.000   0.1343   0.09168   0.08460   0.0021   0.4504   0.1580
   4.250   0.1573   0.09222   0.08494   0.0032   0.4482   0.1718
   4.500   0.1840   0.09328   0.08579   0.0041   0.4468   0.1988
   4.750   0.2123   0.09417   0.08655   0.0045   0.4460   0.2346
   5.000   0.1709   0.09345   0.08588   0.0074   0.4354   0.2183
   5.250   0.1892   0.09349   0.08579   0.0082   0.4326   0.2616
   5.500   0.2203   0.09423   0.08636   0.0077   0.4306   0.2941
   5.750   0.2623   0.09622   0.08817   0.0061   0.4294   0.3091
   6.000   0.3118   0.10096   0.09239   0.0064   0.4287   0.1770
   6.250   0.2524   0.09742   0.08924   0.0078   0.4173   0.2931
   6.500   0.2861   0.10037   0.09169   0.0091   0.4149   0.1628
   6.750   0.3245   0.10251   0.09364   0.0074   0.4131   0.1627
   7.000   0.3658   0.10549   0.09643   0.0054   0.4122   0.1649
   7.250   0.4195   0.10957   0.10050   0.0009   0.4115   0.1727
   7.500   0.3551   0.10635   0.09733   0.0051   0.3993   0.1683
   7.750   0.3910   0.10872   0.09965   0.0022   0.3971   0.1728
   8.000   0.4558   0.11339   0.10429  -0.0066   0.3957   0.1848
   8.250   0.5081   0.11798   0.10887  -0.0114   0.3949   0.2022
   8.500   0.4532   0.11593   0.10686  -0.0088   0.3839   0.1918
   8.750   0.4816   0.11828   0.10919  -0.0107   0.3813   0.2029
   9.000   0.5121   0.12116   0.11198  -0.0122   0.3797   0.2186
   9.250   0.5462   0.12480   0.11555  -0.0135   0.3787   0.2357
   9.500   0.5858   0.12944   0.12014  -0.0152   0.3780   0.2651
   9.750   0.5258   0.12643   0.11719  -0.0136   0.3667   0.2416
  10.000   0.5500   0.12890   0.11964  -0.0146   0.3643   0.2683
  10.250   0.6741   0.13945   0.13168  -0.0382   0.3624   1.0000
  10.500   0.7057   0.14406   0.13616  -0.0381   0.3617   1.0000
  10.750   0.6506   0.14211   0.13436  -0.0385   0.3517   1.0000
  11.000   0.6667   0.14429   0.13645  -0.0381   0.3490   1.0000
  11.250   0.6867   0.14704   0.13913  -0.0377   0.3474   1.0000
  11.500   0.7130   0.15099   0.14300  -0.0375   0.3464   1.0000
  11.750   0.6794   0.15153   0.14362  -0.0386   0.3409   1.0000
  12.000   0.6875   0.15352   0.14559  -0.0386   0.3369   1.0000
  12.250   0.7017   0.15573   0.14778  -0.0384   0.3343   1.0000
  12.500   0.7211   0.15858   0.15060  -0.0381   0.3325   1.0000
  12.750   0.7469   0.16274   0.15473  -0.0379   0.3315   1.0000
  13.000   0.7173   0.16333   0.15538  -0.0395   0.3276   1.0000
  13.250   0.7236   0.16524   0.15730  -0.0398   0.3231   1.0000
  13.500   0.7368   0.16746   0.15951  -0.0398   0.3205   1.0000
  13.750   0.7547   0.17028   0.16232  -0.0396   0.3188   1.0000
  14.000   0.7776   0.17441   0.16647  -0.0394   0.3178   1.0000
  14.250   0.7548   0.17527   0.16736  -0.0414   0.3148   1.0000
  14.500   0.7601   0.17712   0.16924  -0.0420   0.3100   1.0000
<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)