CHEN AIRFOIL (chen-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: CHEN AIRFOIL (chen-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.76 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-chen-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-chen-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 -0.1725 0.15978 0.15074 -0.0268 0.4331 0.0534
-13.250 -0.1624 0.15733 0.14831 -0.0288 0.4326 0.0544
-13.000 -0.1524 0.15502 0.14601 -0.0309 0.4322 0.0550
-12.750 -0.1444 0.15322 0.14423 -0.0331 0.4317 0.0556
-12.500 -0.1362 0.15152 0.14255 -0.0352 0.4314 0.0559
-12.250 -0.1305 0.15017 0.14124 -0.0375 0.4310 0.0562
-12.000 -0.1252 0.14893 0.14005 -0.0396 0.4306 0.0563
-11.750 -0.1052 0.14254 0.13368 -0.0406 0.4302 0.0570
-11.500 -0.0911 0.13857 0.12972 -0.0417 0.4296 0.0578
-11.250 -0.0795 0.13544 0.12660 -0.0430 0.4293 0.0588
-11.000 -0.0692 0.13275 0.12394 -0.0442 0.4291 0.0598
-10.750 -0.0594 0.13019 0.12139 -0.0455 0.4287 0.0608
-10.500 -0.0506 0.12783 0.11905 -0.0468 0.4284 0.0624
-10.250 -0.0444 0.12599 0.11727 -0.0481 0.4281 0.0646
-10.000 -0.0396 0.12456 0.11588 -0.0494 0.4280 0.0656
-9.750 -0.0374 0.12369 0.11508 -0.0508 0.4280 0.0662
-9.500 -0.0380 0.12324 0.11473 -0.0523 0.4277 0.0665
-9.250 -0.0388 0.12258 0.11415 -0.0537 0.4276 0.0667
-9.000 -0.0163 0.11617 0.10779 -0.0530 0.4269 0.0677
-8.750 -0.0037 0.11253 0.10420 -0.0529 0.4264 0.0692
1.250 0.1532 0.07964 0.07086 -0.0150 0.4166 0.0770
1.500 0.1528 0.08113 0.07214 -0.0132 0.4173 0.0782
1.750 0.1528 0.08222 0.07314 -0.0118 0.4183 0.0781
2.250 0.1595 0.08362 0.07438 -0.0092 0.4187 0.0816
2.500 0.1694 0.08425 0.07479 -0.0078 0.4179 0.0805
2.750 0.1814 0.08483 0.07512 -0.0065 0.4169 0.0797
3.000 0.1896 0.08561 0.07573 -0.0055 0.4169 0.0798
3.250 0.1910 0.08697 0.07705 -0.0048 0.4191 0.0820
3.500 0.1983 0.08822 0.07820 -0.0042 0.4212 0.0839
3.750 0.2087 0.08941 0.07922 -0.0037 0.4223 0.0865
4.000 0.2209 0.09045 0.08006 -0.0033 0.4223 0.0887
4.250 0.2343 0.09165 0.08102 -0.0030 0.4229 0.0907
4.500 0.2482 0.09289 0.08219 -0.0033 0.4244 0.0946
5.000 0.2375 0.09838 0.08779 -0.0050 0.4676 0.0985
5.500 0.3178 0.10296 0.09179 -0.0134 0.4615 0.1126
5.750 0.3196 0.10356 0.09232 -0.0138 0.4535 0.1163
6.000 0.3536 0.10567 0.09423 -0.0172 0.4499 0.1240
6.250 0.3917 0.10817 0.09658 -0.0203 0.4472 0.1328
6.500 0.4282 0.11112 0.09940 -0.0229 0.4453 0.1417
6.750 0.4081 0.11107 0.09938 -0.0215 0.4372 0.1415
7.000 0.4307 0.11287 0.10104 -0.0223 0.4327 0.1489
7.250 0.4660 0.11551 0.10357 -0.0235 0.4293 0.1610
7.500 0.4809 0.11785 0.10582 -0.0239 0.4280 0.1679
7.750 0.4658 0.11830 0.10630 -0.0231 0.4229 0.1689
8.000 0.4796 0.11987 0.10780 -0.0231 0.4171 0.1785
8.250 0.5083 0.12222 0.11004 -0.0236 0.4130 0.1905
8.500 0.5259 0.12487 0.11263 -0.0240 0.4108 0.2035
8.750 0.5135 0.12529 0.11307 -0.0234 0.4036 0.2055
9.000 0.5288 0.12717 0.11489 -0.0235 0.3993 0.2181
9.250 0.5555 0.12972 0.11739 -0.0237 0.3959 0.2395
9.500 0.5709 0.13234 0.12011 -0.0242 0.3940 0.2752
10.000 0.6607 0.14021 0.12906 -0.0387 0.3780 1.0000
10.250 0.6567 0.14230 0.13114 -0.0388 0.3773 1.0000
10.500 0.6472 0.14285 0.13169 -0.0384 0.3676 1.0000
10.750 0.6752 0.14527 0.13394 -0.0377 0.3625 1.0000
11.000 0.6800 0.14779 0.13643 -0.0378 0.3608 1.0000
11.250 0.6830 0.14675 0.13531 -0.0364 0.3373 1.0000
11.500 0.7071 0.14842 0.13687 -0.0357 0.3320 1.0000
11.750 0.7023 0.15028 0.13874 -0.0360 0.3257 1.0000
12.000 0.7094 0.15247 0.14094 -0.0361 0.3228 1.0000
12.250 0.7246 0.15437 0.14279 -0.0358 0.3193 1.0000
12.500 0.7274 0.15598 0.14440 -0.0359 0.3118 1.0000
12.750 0.7400 0.15768 0.14608 -0.0357 0.3072 1.0000
13.000 0.7496 0.15951 0.14789 -0.0357 0.3027 1.0000
13.250 0.7520 0.16186 0.15027 -0.0363 0.2994 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)