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=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
<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)