CHEN AIRFOIL (chen-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: CHEN AIRFOIL (chen-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 8.74 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-chen-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-chen-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 -0.1017 0.14123 0.13335 -0.0443 0.3802 0.0329
-12.250 -0.0974 0.13987 0.13200 -0.0462 0.3801 0.0333
-12.000 -0.0914 0.13764 0.12981 -0.0476 0.3798 0.0335
-11.750 -0.0770 0.13312 0.12527 -0.0478 0.3797 0.0341
-11.500 -0.0675 0.13040 0.12254 -0.0486 0.3793 0.0346
-11.250 -0.0586 0.12786 0.12000 -0.0495 0.3791 0.0353
-11.000 -0.0501 0.12544 0.11758 -0.0504 0.3789 0.0358
-10.750 -0.0419 0.12304 0.11518 -0.0513 0.3786 0.0363
-10.500 -0.0342 0.12068 0.11283 -0.0523 0.3783 0.0372
-10.250 -0.0274 0.11837 0.11052 -0.0532 0.3779 0.0382
-10.000 -0.0209 0.11626 0.10845 -0.0541 0.3777 0.0388
-9.750 -0.0151 0.11434 0.10656 -0.0551 0.3776 0.0392
-9.500 -0.0115 0.11270 0.10499 -0.0562 0.3772 0.0395
-9.250 -0.0075 0.11092 0.10325 -0.0572 0.3771 0.0396
-9.000 -0.0040 0.10932 0.10171 -0.0581 0.3769 0.0397
-8.750 -0.0033 0.10779 0.10024 -0.0592 0.3769 0.0398
-8.500 0.0070 0.10424 0.09674 -0.0591 0.3767 0.0400
-8.250 0.0195 0.10056 0.09308 -0.0586 0.3766 0.0406
-8.000 0.0269 0.09818 0.09075 -0.0586 0.3764 0.0411
-7.750 0.0331 0.09592 0.08854 -0.0586 0.3763 0.0417
-7.500 0.0382 0.09384 0.08651 -0.0588 0.3762 0.0423
-7.250 0.0419 0.09175 0.08449 -0.0589 0.3761 0.0433
-7.000 0.0446 0.08975 0.08255 -0.0590 0.3761 0.0437
-6.750 0.0449 0.08789 0.08077 -0.0590 0.3759 0.0448
-6.500 0.0427 0.08645 0.07938 -0.0584 0.3759 0.0456
-6.250 0.0348 0.08627 0.07925 -0.0581 0.3759 0.0469
-6.000 0.0337 0.08563 0.07860 -0.0584 0.3759 0.0473
-5.750 0.0357 0.08503 0.07795 -0.0586 0.3759 0.0475
-5.500 0.0475 0.08021 0.07327 -0.0568 0.3757 0.0482
-5.250 0.0552 0.07788 0.07098 -0.0559 0.3756 0.0488
-5.000 0.0627 0.07585 0.06899 -0.0549 0.3755 0.0497
-4.750 0.0707 0.07409 0.06724 -0.0542 0.3753 0.0505
-4.500 0.0795 0.07237 0.06553 -0.0535 0.3753 0.0516
-4.250 0.0891 0.07076 0.06390 -0.0527 0.3752 0.0528
-4.000 0.1004 0.06933 0.06243 -0.0520 0.3751 0.0543
-3.750 0.1155 0.06895 0.06189 -0.0515 0.3750 0.0559
-3.500 0.1299 0.06811 0.06091 -0.0505 0.3749 0.0562
-3.250 0.1437 0.06686 0.05957 -0.0491 0.3747 0.0563
-2.750 0.1612 0.06180 0.05469 -0.0459 0.3742 0.0581
-2.500 0.1728 0.06044 0.05335 -0.0442 0.3736 0.0601
-2.250 0.1880 0.05976 0.05260 -0.0427 0.3730 0.0645
-2.000 0.2085 0.06002 0.05260 -0.0410 0.3727 0.0663
-1.500 0.2311 0.05511 0.04749 -0.0363 0.3723 0.0469
-1.250 0.2425 0.05412 0.04650 -0.0343 0.3720 0.0457
-1.000 0.2553 0.05326 0.04557 -0.0321 0.3718 0.0448
-0.750 0.2685 0.05255 0.04476 -0.0299 0.3715 0.0443
-0.500 0.2815 0.05207 0.04420 -0.0277 0.3713 0.0446
-0.250 0.2949 0.05168 0.04369 -0.0254 0.3706 0.0456
0.000 0.3092 0.05105 0.04285 -0.0228 0.3697 0.0470
0.250 0.3216 0.05063 0.04231 -0.0205 0.3688 0.0470
0.500 0.3337 0.05026 0.04178 -0.0181 0.3683 0.0473
0.750 0.3446 0.05014 0.04153 -0.0158 0.3677 0.0475
1.000 0.3510 0.05110 0.04255 -0.0138 0.3672 0.0486
1.250 0.3577 0.05199 0.04343 -0.0118 0.3666 0.0498
1.500 0.3676 0.05258 0.04395 -0.0099 0.3658 0.0533
1.750 0.3845 0.05213 0.04321 -0.0080 0.3648 0.0553
2.000 0.4031 0.05179 0.04264 -0.0067 0.3640 0.0572
2.250 0.4181 0.05242 0.04325 -0.0053 0.3632 0.0603
2.500 0.4436 0.05205 0.04254 -0.0047 0.3626 0.0664
2.750 0.4605 0.05270 0.04317 -0.0036 0.3621 0.0699
3.750 0.3054 0.07048 0.06153 0.0074 0.3509 0.0613
4.000 0.3269 0.07093 0.06170 0.0072 0.3497 0.0675
4.250 0.3438 0.07179 0.06254 0.0079 0.3485 0.0710
4.500 0.3749 0.07191 0.06243 0.0075 0.3474 0.0795
4.750 0.4009 0.07247 0.06296 0.0075 0.3466 0.0852
5.000 0.4366 0.07271 0.06303 0.0067 0.3459 0.0930
5.500 0.3814 0.08064 0.07106 0.0071 0.3374 0.0905
5.750 0.4004 0.08179 0.07221 0.0064 0.3355 0.0950
6.000 0.4363 0.08285 0.07322 0.0035 0.3337 0.1011
6.250 0.4754 0.08416 0.07447 0.0000 0.3325 0.1091
6.500 0.5093 0.08518 0.07542 -0.0017 0.3317 0.1162
8.500 0.5639 0.10177 0.09183 -0.0052 0.3082 0.1556
8.750 0.5828 0.10302 0.09303 -0.0053 0.3066 0.1665
9.000 0.6072 0.10394 0.09388 -0.0053 0.3054 0.1796
9.500 0.6039 0.10924 0.09923 -0.0065 0.2972 0.1909
9.750 0.7205 0.11503 0.10673 -0.0303 0.2943 1.0000
10.000 0.7402 0.11583 0.10743 -0.0295 0.2931 1.0000
10.250 0.7250 0.11976 0.11141 -0.0304 0.2869 1.0000
10.500 0.7360 0.12126 0.11286 -0.0300 0.2844 1.0000
10.750 0.7508 0.12242 0.11396 -0.0295 0.2827 1.0000
11.000 0.7693 0.12322 0.11472 -0.0288 0.2815 1.0000
11.250 0.7576 0.12706 0.11860 -0.0297 0.2753 1.0000
11.500 0.7684 0.12863 0.12016 -0.0295 0.2729 1.0000
11.750 0.7823 0.12990 0.12140 -0.0291 0.2713 1.0000
12.000 0.7986 0.13091 0.12238 -0.0286 0.2701 1.0000
12.500 0.8003 0.13627 0.12778 -0.0295 0.2612 1.0000
12.750 0.8156 0.13723 0.12875 -0.0291 0.2593 1.0000
13.000 0.8322 0.13811 0.12962 -0.0286 0.2581 1.0000
13.500 0.8294 0.14462 0.13621 -0.0302 0.2496 1.0000
13.750 0.8423 0.14588 0.13747 -0.0300 0.2474 1.0000
14.000 0.8580 0.14677 0.13839 -0.0297 0.2459 1.0000
14.250 0.8764 0.14728 0.13890 -0.0292 0.2447 1.0000
14.500 0.8613 0.15252 0.14422 -0.0312 0.2373 1.0000
14.750 0.8725 0.15402 0.14574 -0.0313 0.2348 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)