CHEN AIRFOIL (chen-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: CHEN AIRFOIL (chen-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 19.61 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-chen-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-chen-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.0369 0.11828 0.11146 -0.0543 0.3477 0.0223
-10.500 -0.0301 0.11582 0.10902 -0.0557 0.3475 0.0230
-10.250 -0.0278 0.11391 0.10712 -0.0577 0.3473 0.0233
-10.000 -0.0188 0.11090 0.10412 -0.0583 0.3472 0.0235
-9.750 -0.0101 0.10828 0.10151 -0.0589 0.3473 0.0236
-9.500 0.0005 0.10565 0.09890 -0.0591 0.3470 0.0242
-9.250 0.0077 0.10328 0.09654 -0.0599 0.3470 0.0242
-9.000 0.0153 0.10104 0.09432 -0.0606 0.3467 0.0243
-8.750 0.0232 0.09886 0.09215 -0.0611 0.3466 0.0256
-8.500 0.0296 0.09664 0.08995 -0.0617 0.3465 0.0263
-8.250 0.0350 0.09439 0.08774 -0.0624 0.3465 0.0270
-8.000 0.0403 0.09229 0.08566 -0.0630 0.3463 0.0273
-7.750 0.0428 0.09023 0.08364 -0.0638 0.3463 0.0276
-7.500 0.0445 0.08830 0.08176 -0.0645 0.3462 0.0278
-7.250 0.0415 0.08631 0.07982 -0.0653 0.3461 0.0279
-7.000 0.0402 0.08436 0.07791 -0.0651 0.3461 0.0279
-6.750 0.0341 0.08303 0.07662 -0.0640 0.3460 0.0279
-6.500 0.0348 0.08123 0.07484 -0.0636 0.3460 0.0280
-6.250 0.0370 0.07913 0.07275 -0.0633 0.3460 0.0281
-6.000 0.0472 0.07612 0.06978 -0.0619 0.3459 0.0283
-5.750 0.0536 0.07400 0.06767 -0.0611 0.3458 0.0286
-5.500 0.0604 0.07204 0.06572 -0.0603 0.3458 0.0290
-5.250 0.0675 0.07010 0.06378 -0.0597 0.3457 0.0292
-5.000 0.0757 0.06823 0.06192 -0.0589 0.3456 0.0301
-4.750 0.0848 0.06632 0.05999 -0.0583 0.3455 0.0306
-4.500 0.0948 0.06439 0.05802 -0.0575 0.3455 0.0311
-4.250 0.1086 0.06281 0.05633 -0.0573 0.3455 0.0331
-3.750 0.1314 0.05857 0.05202 -0.0549 0.3453 0.0341
-3.500 0.1442 0.05678 0.05021 -0.0536 0.3453 0.0345
-3.000 0.1713 0.05183 0.04500 -0.0500 0.3451 0.0277
-2.750 0.1855 0.05022 0.04336 -0.0484 0.3450 0.0273
-2.500 0.2005 0.04858 0.04164 -0.0466 0.3449 0.0267
-2.250 0.2162 0.04689 0.03986 -0.0447 0.3448 0.0265
-2.000 0.2324 0.04520 0.03804 -0.0426 0.3448 0.0267
-1.500 0.2655 0.04114 0.03359 -0.0374 0.3446 0.0279
-1.250 0.2821 0.03969 0.03202 -0.0351 0.3444 0.0279
-1.000 0.2986 0.03782 0.02998 -0.0324 0.3443 0.0280
-0.750 0.3169 0.03731 0.02944 -0.0308 0.3438 0.0286
-0.500 0.3351 0.03636 0.02838 -0.0287 0.3435 0.0290
-0.250 0.3536 0.03534 0.02724 -0.0266 0.3431 0.0295
0.000 0.3747 0.03112 0.02244 -0.0235 0.3429 0.0335
0.250 0.3949 0.03134 0.02268 -0.0222 0.3426 0.0343
0.500 0.4171 0.03090 0.02215 -0.0211 0.3424 0.0359
0.750 0.4489 0.02912 0.01998 -0.0216 0.3421 0.0403
1.000 0.4667 0.02986 0.02086 -0.0199 0.3417 0.0424
1.250 0.4916 0.02971 0.02059 -0.0195 0.3414 0.0465
1.500 0.5118 0.03010 0.02103 -0.0183 0.3411 0.0495
1.750 0.5308 0.03062 0.02159 -0.0170 0.3404 0.0542
2.000 0.5504 0.03101 0.02199 -0.0157 0.3395 0.0583
2.250 0.5676 0.03169 0.02274 -0.0142 0.3390 0.0621
2.500 0.5856 0.03225 0.02326 -0.0128 0.3385 0.0673
2.750 0.6012 0.03299 0.02410 -0.0112 0.3379 0.0703
3.000 0.6166 0.03372 0.02488 -0.0096 0.3374 0.0740
3.250 0.6319 0.03441 0.02556 -0.0079 0.3368 0.0777
3.500 0.6480 0.03492 0.02611 -0.0064 0.3361 0.0808
3.750 0.6646 0.03543 0.02666 -0.0049 0.3354 0.0841
4.000 0.6830 0.03580 0.02701 -0.0035 0.3347 0.0887
4.250 0.6992 0.03632 0.02753 -0.0020 0.3342 0.0932
4.500 0.7141 0.03700 0.02825 -0.0004 0.3337 0.0966
4.750 0.7303 0.03760 0.02887 0.0011 0.3333 0.1013
5.000 0.7467 0.03817 0.02942 0.0026 0.3328 0.1063
5.250 0.7618 0.03892 0.03020 0.0041 0.3324 0.1118
5.500 0.7776 0.03966 0.03093 0.0055 0.3320 0.1174
5.750 0.7925 0.04056 0.03183 0.0069 0.3315 0.1237
8.250 0.6222 0.07867 0.07057 0.0118 0.2939 0.1312
8.500 0.6275 0.08097 0.07286 0.0112 0.2911 0.1366
8.750 0.6621 0.08039 0.07224 0.0114 0.2924 0.1511
9.250 0.6540 0.08723 0.07916 0.0090 0.2832 0.1599
9.500 0.6763 0.08796 0.07989 0.0085 0.2824 0.1737
10.000 0.8145 0.09934 0.09315 -0.0264 0.2736 1.0000
10.250 0.8293 0.10015 0.09392 -0.0258 0.2723 1.0000
10.500 0.8449 0.10088 0.09461 -0.0252 0.2714 1.0000
10.750 0.8608 0.10158 0.09528 -0.0245 0.2706 1.0000
11.000 0.8777 0.10208 0.09575 -0.0238 0.2700 1.0000
11.500 0.8701 0.10861 0.10233 -0.0247 0.2604 1.0000
11.750 0.8854 0.10930 0.10302 -0.0242 0.2593 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)