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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: CHEN AIRFOIL (chen-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 5.63 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-chen-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-chen-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -15.750  -0.1071   0.15353   0.14787  -0.0334   0.3992   0.0230
 -15.500  -0.1020   0.15287   0.14720  -0.0351   0.3989   0.0232
 -15.000  -0.0956   0.15235   0.14665  -0.0385   0.3988   0.0234
 -14.750  -0.0821   0.14755   0.14184  -0.0389   0.3986   0.0236
 -14.500  -0.0740   0.14527   0.13956  -0.0398   0.3987   0.0239
 -14.250  -0.0663   0.14325   0.13754  -0.0409   0.3986   0.0242
 -14.000  -0.0589   0.14123   0.13551  -0.0419   0.3984   0.0246
 -13.750  -0.0514   0.13919   0.13348  -0.0430   0.3987   0.0249
 -13.500  -0.0443   0.13709   0.13138  -0.0440   0.3985   0.0253
 -13.250  -0.0372   0.13497   0.12926  -0.0450   0.3985   0.0259
 -13.000  -0.0300   0.13286   0.12716  -0.0460   0.3986   0.0261
 -12.750  -0.0234   0.13065   0.12495  -0.0469   0.3986   0.0267
 -12.500  -0.0165   0.12855   0.12288  -0.0479   0.3988   0.0271
 -12.250  -0.0111   0.12655   0.12088  -0.0490   0.3988   0.0276
 -12.000  -0.0087   0.12521   0.11957  -0.0504   0.3990   0.0279
 -11.750  -0.0078   0.12404   0.11843  -0.0518   0.3993   0.0280
 -11.250   0.0105   0.11731   0.11176  -0.0526   0.3996   0.0283
 -11.000   0.0190   0.11451   0.10899  -0.0529   0.3998   0.0286
 -10.750   0.0260   0.11209   0.10661  -0.0534   0.4001   0.0288
 -10.500   0.0328   0.10967   0.10424  -0.0537   0.4004   0.0295
 -10.250   0.0387   0.10728   0.10189  -0.0542   0.4007   0.0305
 -10.000   0.0443   0.10502   0.09967  -0.0547   0.4010   0.0314
  -9.750   0.0496   0.10283   0.09753  -0.0552   0.4016   0.0320
  -9.500   0.0514   0.10120   0.09595  -0.0561   0.4017   0.0330
  -9.250   0.0527   0.09964   0.09444  -0.0568   0.4023   0.0332
  -9.000   0.0521   0.09835   0.09323  -0.0576   0.4028   0.0333
  -8.500   0.0645   0.09213   0.08712  -0.0575   0.4040   0.0338
  -8.250   0.0723   0.08937   0.08441  -0.0570   0.4046   0.0343
  -8.000   0.0775   0.08720   0.08230  -0.0568   0.4053   0.0347
  -7.750   0.0816   0.08505   0.08020  -0.0567   0.4055   0.0353
  -7.500   0.0852   0.08303   0.07824  -0.0566   0.4057   0.0358
  -7.250   0.0876   0.08097   0.07624  -0.0564   0.4058   0.0366
  -7.000   0.0895   0.07903   0.07436  -0.0564   0.4066   0.0371
  -6.750   0.0901   0.07716   0.07256  -0.0563   0.4072   0.0380
  -6.500   0.0891   0.07541   0.07086  -0.0564   0.4079   0.0386
  -6.250   0.0805   0.07423   0.06975  -0.0566   0.4086   0.0392
  -6.000   0.0672   0.07366   0.06922  -0.0552   0.4092   0.0395
  -5.750   0.0607   0.07281   0.06835  -0.0552   0.4099   0.0397
  -5.500   0.0596   0.07171   0.06719  -0.0551   0.4106   0.0398
  -5.250   0.0672   0.06807   0.06359  -0.0539   0.4114   0.0401
  -4.750   0.0590   0.08840   0.08513  -0.0640   0.5069   0.0400
  -4.500   0.0639   0.08533   0.08210  -0.0621   0.5035   0.0403
  -4.250   0.0693   0.08332   0.08009  -0.0603   0.5016   0.0408
  -4.000   0.0762   0.08188   0.07858  -0.0586   0.5001   0.0416
  -3.750   0.0756   0.08120   0.07796  -0.0570   0.4883   0.0423
  -3.500   0.0835   0.07997   0.07666  -0.0556   0.4856   0.0435
  -3.250   0.0937   0.07891   0.07550  -0.0542   0.4839   0.0450
  -3.000   0.1170   0.08025   0.07644  -0.0535   0.4826   0.0476
  -2.750   0.1218   0.07747   0.07367  -0.0515   0.4817   0.0481
  -2.500   0.1303   0.07609   0.07224  -0.0496   0.4809   0.0487
  -2.250   0.1411   0.07585   0.07189  -0.0478   0.4802   0.0498
  -2.000   0.1310   0.07456   0.07077  -0.0453   0.4656   0.0502
  -1.750   0.1151   0.07575   0.07202  -0.0427   0.4548   0.0505
  -1.500   0.1226   0.07512   0.07131  -0.0405   0.4516   0.0519
  -1.250   0.1363   0.07447   0.07052  -0.0385   0.4498   0.0539
  -1.000   0.1646   0.07553   0.07115  -0.0364   0.4486   0.0566
  -0.750   0.1716   0.07293   0.06855  -0.0342   0.4477   0.0574
  -0.500   0.1850   0.07178   0.06734  -0.0322   0.4471   0.0585
  -0.250   0.2032   0.07134   0.06677  -0.0305   0.4465   0.0611
   0.000   0.2408   0.07398   0.06890  -0.0287   0.4459   0.0669
   0.250   0.1075   0.07624   0.07182  -0.0198   0.4248   0.0583
   0.500   0.1476   0.07499   0.07042  -0.0195   0.4267   0.0614
   0.750   0.1937   0.07512   0.07013  -0.0189   0.4274   0.0676
   1.000   0.2204   0.07355   0.06848  -0.0177   0.4279   0.0692
   1.250   0.2536   0.07288   0.06764  -0.0167   0.4282   0.0725
   1.500   0.1300   0.07802   0.07295  -0.0079   0.4087   0.0679
   1.750   0.1593   0.07681   0.07165  -0.0064   0.4101   0.0696
   2.000   0.1956   0.07614   0.07082  -0.0052   0.4107   0.0740
   2.250   0.2414   0.07601   0.07028  -0.0039   0.4111   0.0797
   2.500   0.2800   0.07498   0.06917  -0.0038   0.4113   0.0825
   2.750   0.1955   0.07779   0.07199   0.0024   0.3965   0.0798
   3.000   0.1774   0.08035   0.07452   0.0044   0.3926   0.0797
   3.250   0.2076   0.07973   0.07382   0.0059   0.3936   0.0822
   3.500   0.2507   0.08045   0.07420   0.0071   0.3941   0.0926
   3.750   0.2894   0.07952   0.07321   0.0080   0.3945   0.0962
   4.500   0.1974   0.08370   0.07736   0.0147   0.3704   0.0946
   4.750   0.2104   0.08403   0.07760   0.0160   0.3679   0.0965
   5.000   0.2303   0.08490   0.07823   0.0175   0.3661   0.1072
   5.250   0.2503   0.08495   0.07822   0.0183   0.3649   0.1096
   5.500   0.2742   0.08562   0.07881   0.0190   0.3639   0.1260
   5.750   0.3029   0.08644   0.07947   0.0195   0.3632   0.1394
   6.000   0.3628   0.08658   0.07914   0.0154   0.3627   0.1007
   6.250   0.4030   0.08816   0.08059   0.0133   0.3623   0.1077
   6.500   0.4365   0.09023   0.08268   0.0123   0.3619   0.1145
   6.750   0.3632   0.09141   0.08383   0.0139   0.3491   0.1070
   7.000   0.3946   0.09279   0.08524   0.0124   0.3480   0.1118
   7.250   0.4256   0.09446   0.08684   0.0116   0.3473   0.1196
   7.500   0.4604   0.09629   0.08869   0.0099   0.3468   0.1251
   7.750   0.4931   0.09835   0.09072   0.0093   0.3463   0.1344
   8.000   0.5271   0.10087   0.09327   0.0083   0.3460   0.1414
   8.250   0.4539   0.10185   0.09427   0.0087   0.3337   0.1345
   8.500   0.4844   0.10354   0.09599   0.0076   0.3327   0.1414
   8.750   0.5138   0.10547   0.09790   0.0070   0.3321   0.1499
   9.000   0.5466   0.10776   0.10022   0.0060   0.3317   0.1638
   9.250   0.5783   0.11022   0.10272   0.0053   0.3313   0.1761
   9.500   0.5133   0.11181   0.10434   0.0046   0.3202   0.1636
   9.750   0.5384   0.11356   0.10611   0.0039   0.3191   0.1749
  10.000   0.5683   0.11563   0.10818   0.0031   0.3184   0.1881
  10.250   0.6042   0.11829   0.11082   0.0015   0.3179   0.2119
  10.500   0.6893   0.13002   0.12447  -0.0350   0.3073   1.0000
  10.750   0.7107   0.13136   0.12571  -0.0341   0.3061   1.0000
  11.000   0.7352   0.13308   0.12736  -0.0333   0.3054   1.0000
  11.250   0.7618   0.13526   0.12948  -0.0325   0.3049   1.0000
  11.500   0.7078   0.13982   0.13416  -0.0354   0.2966   1.0000
  11.750   0.7246   0.14115   0.13546  -0.0348   0.2948   1.0000
  12.000   0.7483   0.14230   0.13656  -0.0338   0.2936   1.0000
  12.250   0.7791   0.14384   0.13806  -0.0327   0.2928   1.0000
  12.500   0.7336   0.14919   0.14352  -0.0360   0.2861   1.0000
  12.750   0.7513   0.15017   0.14447  -0.0354   0.2834   1.0000
<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)