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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)