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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: CHEN AIRFOIL (chen-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.23 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-chen-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-chen-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -15.250  -0.2204   0.17991   0.17211  -0.0226   0.5653   0.0656
 -15.000  -0.2121   0.17932   0.17156  -0.0255   0.5647   0.0662
 -14.750  -0.2073   0.17984   0.17214  -0.0286   0.5640   0.0666
 -14.250  -0.1733   0.16934   0.16173  -0.0332   0.5625   0.0677
 -14.000  -0.1556   0.16428   0.15671  -0.0352   0.5614   0.0689
 -13.750  -0.1413   0.16077   0.15323  -0.0374   0.5614   0.0703
 -13.500  -0.1280   0.15769   0.15020  -0.0397   0.5607   0.0718
 -13.250  -0.1157   0.15491   0.14748  -0.0420   0.5605   0.0733
 -13.000  -0.1038   0.15239   0.14500  -0.0442   0.5604   0.0745
 -12.750  -0.0936   0.15018   0.14284  -0.0465   0.5600   0.0761
 -12.500  -0.0847   0.14863   0.14135  -0.0487   0.5600   0.0771
 -12.250  -0.0804   0.14816   0.14094  -0.0510   0.5597   0.0779
 -12.000  -0.0783   0.14829   0.14116  -0.0533   0.5599   0.0783
 -11.750  -0.0791   0.14894   0.14188  -0.0556   0.5603   0.0786
 -11.500  -0.0507   0.13978   0.13275  -0.0560   0.5590   0.0797
 -11.250  -0.0350   0.13537   0.12837  -0.0568   0.5588   0.0813
 -11.000  -0.0244   0.13264   0.12569  -0.0577   0.5586   0.0828
 -10.750  -0.0152   0.13028   0.12338  -0.0588   0.5587   0.0845
 -10.500  -0.0074   0.12826   0.12143  -0.0599   0.5588   0.0866
 -10.250  -0.0027   0.12698   0.12021  -0.0611   0.5592   0.0892
 -10.000  -0.0006   0.12645   0.11977  -0.0625   0.5600   0.0904
  -9.750  -0.0030   0.12692   0.12034  -0.0640   0.5610   0.0911
  -9.500  -0.0097   0.12797   0.12151  -0.0656   0.5619   0.0915
  -9.250   0.0192   0.11977   0.11334  -0.0651   0.5625   0.0935
  -9.000   0.0310   0.11676   0.11038  -0.0652   0.5634   0.0954
  -8.750   0.0385   0.11461   0.10828  -0.0656   0.5645   0.0979
  -8.500   0.0435   0.11299   0.10672  -0.0661   0.5655   0.1002
  -8.250   0.0458   0.11183   0.10561  -0.0667   0.5666   0.1025
  -8.000   0.0460   0.11118   0.10517  -0.0682   0.5692   0.1041
  -7.750   0.0394   0.11149   0.10568  -0.0699   0.5725   0.1050
  -7.500   0.0281   0.11229   0.10662  -0.0706   0.5756   0.1054
  -7.250   0.0136   0.11401   0.10841  -0.0706   0.5784   0.1057
  -7.000   0.0578   0.10445   0.09892  -0.0708   0.5800   0.1091
  -6.750  -0.3995   0.14784   0.14476  -0.0057   1.0000   0.0847
  -6.500  -0.4088   0.14645   0.14339  -0.0048   1.0000   0.0857
  -6.250  -0.4195   0.14519   0.14213  -0.0038   1.0000   0.0865
  -6.000  -0.4323   0.14393   0.14089  -0.0026   1.0000   0.0872
  -5.750  -0.4479   0.14281   0.13978  -0.0010   1.0000   0.0881
  -5.500  -0.4609   0.14170   0.13866   0.0000   1.0000   0.0891
  -5.250  -0.4697   0.14029   0.13724   0.0004   1.0000   0.0896
  -5.000  -0.4801   0.13980   0.13671  -0.0002   1.0000   0.0906
  -4.750  -0.4869   0.13968   0.13649  -0.0015   1.0000   0.0911
  -4.500  -0.4899   0.13983   0.13651  -0.0031   1.0000   0.0915
  -4.250  -0.4898   0.13569   0.13242  -0.0020   1.0000   0.0920
  -4.000  -0.4907   0.12969   0.12651   0.0014   1.0000   0.0936
  -3.750  -0.4739   0.12639   0.12319  -0.0012   0.9930   0.0959
  -3.500  -0.4478   0.12386   0.12055  -0.0065   0.9782   0.0996
  -3.250  -0.4174   0.12249   0.11902  -0.0131   0.9590   0.1035
  -3.000  -0.3798   0.12428   0.12042  -0.0216   0.9350   0.1061
  -2.750  -0.3675   0.11773   0.11398  -0.0215   0.9185   0.1079
  -2.500  -0.3477   0.11467   0.11085  -0.0231   0.8999   0.1112
  -2.250  -0.3240   0.11293   0.10897  -0.0256   0.8815   0.1159
  -2.000  -0.2872   0.11676   0.11225  -0.0304   0.8571   0.1210
  -1.500  -0.2628   0.10775   0.10336  -0.0296   0.8287   0.1270
  -1.250  -0.2419   0.10734   0.10271  -0.0304   0.8118   0.1344
  -1.000  -0.2244   0.10669   0.10184  -0.0305   0.7959   0.1376
  -0.750  -0.2187   0.10365   0.09880  -0.0287   0.7823   0.1416
  -0.500  -0.1912   0.10634   0.10101  -0.0296   0.7692   0.1511
  -0.250  -0.1778   0.10191   0.09667  -0.0290   0.7596   0.1546
   0.000  -0.1706   0.10051   0.09515  -0.0271   0.7455   0.1598
   0.250  -0.1529   0.10110   0.09543  -0.0265   0.7334   0.1670
   0.500  -0.1315   0.09936   0.09362  -0.0264   0.7245   0.1751
   0.750  -0.1238   0.09883   0.09286  -0.0242   0.7106   0.1828
   1.000  -0.1107   0.09819   0.09208  -0.0229   0.7018   0.1932
   1.250  -0.0965   0.09686   0.09062  -0.0215   0.6916   0.2031
   1.500  -0.0900   0.09627   0.08986  -0.0194   0.6826   0.2155
   1.750  -0.0716   0.09652   0.08984  -0.0183   0.6741   0.2420
   2.000  -0.0709   0.09434   0.08763  -0.0154   0.6668   0.2651
   2.250  -0.0647   0.09277   0.08593  -0.0126   0.6576   0.3092
   2.500  -0.0412   0.09279   0.08578  -0.0116   0.6538   0.3534
   2.750  -0.0491   0.09066   0.08358  -0.0078   0.6412   0.3656
   3.000  -0.0188   0.09132   0.08401  -0.0077   0.6368   0.3963
   3.250  -0.0221   0.09010   0.08266  -0.0048   0.6254   0.4054
   3.500   0.0126   0.09131   0.08360  -0.0058   0.6202   0.4266
   3.750   0.0157   0.09052   0.08275  -0.0044   0.6109   0.4326
   4.000   0.0592   0.09211   0.08404  -0.0081   0.6044   0.4455
   4.250   0.0878   0.09361   0.08522  -0.0108   0.5978   0.4414
   4.500   0.1272   0.09561   0.08688  -0.0143   0.5882   0.4164
   4.750   0.1667   0.10010   0.09091  -0.0145   0.5845   0.3625
   5.000   0.1561   0.09897   0.08969  -0.0115   0.5735   0.3528
   5.250   0.1865   0.10218   0.09255  -0.0107   0.5686   0.3075
   5.500   0.1886   0.10308   0.09326  -0.0085   0.5621   0.2884
   5.750   0.2262   0.10508   0.09500  -0.0121   0.5540   0.2673
   6.000   0.2865   0.10967   0.09918  -0.0181   0.5501   0.2513
   6.250   0.2837   0.10910   0.09855  -0.0176   0.5409   0.2487
   6.500   0.3329   0.11243   0.10163  -0.0230   0.5348   0.2483
   6.750   0.3644   0.11556   0.10461  -0.0261   0.5306   0.2495
   7.000   0.3700   0.11578   0.10478  -0.0261   0.5219   0.2520
   7.250   0.4060   0.11884   0.10775  -0.0288   0.5172   0.2618
   7.500   0.4484   0.12382   0.11259  -0.0314   0.5148   0.2741
   7.750   0.4249   0.12148   0.11023  -0.0287   0.5046   0.2729
   8.000   0.4523   0.12422   0.11291  -0.0298   0.5000   0.2872
   8.250   0.4904   0.12906   0.11772  -0.0318   0.4976   0.3124
   8.500   0.4670   0.12698   0.11564  -0.0296   0.4889   0.3103
   8.750   0.4876   0.12927   0.11800  -0.0302   0.4839   0.3378
   9.000   0.5918   0.13997   0.12982  -0.0475   0.4801   1.0000
   9.250   0.5662   0.13765   0.12755  -0.0456   0.4709   1.0000
   9.500   0.5839   0.14036   0.13008  -0.0452   0.4661   1.0000
   9.750   0.6102   0.14482   0.13430  -0.0453   0.4634   1.0000
  10.000   0.5949   0.14432   0.13380  -0.0443   0.4571   1.0000
  10.250   0.6060   0.14636   0.13570  -0.0439   0.4509   1.0000
  10.500   0.6296   0.15025   0.13942  -0.0439   0.4470   1.0000
  10.750   0.6323   0.15233   0.14144  -0.0437   0.4439   1.0000
  11.000   0.6294   0.15273   0.14181  -0.0433   0.4367   1.0000
  11.250   0.6441   0.15539   0.14438  -0.0432   0.4323   1.0000
  11.500   0.6684   0.16004   0.14894  -0.0434   0.4294   1.0000
  11.750   0.6576   0.15999   0.14890  -0.0432   0.4247   1.0000
  12.000   0.6642   0.16159   0.15047  -0.0431   0.4181   1.0000
  12.250   0.6811   0.16475   0.15358  -0.0431   0.4142   1.0000
  12.500   0.7069   0.17035   0.15916  -0.0435   0.4119   1.0000
  12.750   0.6892   0.16882   0.15766  -0.0435   0.4070   1.0000
  13.000   0.6966   0.17065   0.15947  -0.0436   0.4013   1.0000
  13.250   0.7130   0.17385   0.16265  -0.0437   0.3973   1.0000
  13.500   0.7382   0.17968   0.16847  -0.0441   0.3950   1.0000
  13.750   0.7224   0.17809   0.16691  -0.0444   0.3908   1.0000
  14.000   0.7282   0.17975   0.16858  -0.0448   0.3854   1.0000
<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)