CHEN AIRFOIL (chen-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: CHEN AIRFOIL (chen-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 13.62 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-chen-il-500000.txt Download as CSV file: xf-chen-il-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.0587 0.12532 0.12010 -0.0568 0.3501 0.0156
-11.500 -0.0522 0.12300 0.11778 -0.0587 0.3498 0.0156
-11.250 -0.0429 0.11967 0.11446 -0.0599 0.3500 0.0157
-11.000 -0.0321 0.11664 0.11144 -0.0607 0.3501 0.0157
-10.750 -0.0224 0.11409 0.10890 -0.0621 0.3501 0.0157
-10.500 -0.0104 0.11124 0.10605 -0.0625 0.3501 0.0160
-10.250 -0.0009 0.10883 0.10365 -0.0634 0.3500 0.0166
-10.000 0.0083 0.10648 0.10132 -0.0644 0.3501 0.0170
-9.750 0.0168 0.10408 0.09894 -0.0654 0.3504 0.0170
-9.500 0.0249 0.10166 0.09654 -0.0664 0.3502 0.0177
-9.250 0.0330 0.09930 0.09420 -0.0673 0.3503 0.0175
-9.000 0.0413 0.09712 0.09203 -0.0681 0.3502 0.0176
-8.750 0.0427 0.09488 0.08984 -0.0701 0.3504 0.0191
-8.500 0.0439 0.09285 0.08785 -0.0715 0.3505 0.0192
-8.250 0.0451 0.09065 0.08569 -0.0726 0.3505 0.0192
-8.000 0.0529 0.08767 0.08273 -0.0725 0.3505 0.0193
-7.750 0.0632 0.08496 0.08005 -0.0719 0.3507 0.0195
-7.500 0.0683 0.08287 0.07800 -0.0721 0.3508 0.0196
-7.250 0.0757 0.08107 0.07623 -0.0716 0.3509 0.0202
-7.000 0.0772 0.07909 0.07430 -0.0716 0.3510 0.0203
-6.750 0.0764 0.07718 0.07243 -0.0711 0.3510 0.0207
-6.500 0.0738 0.07562 0.07091 -0.0696 0.3510 0.0209
-6.250 0.0703 0.07427 0.06962 -0.0679 0.3515 0.0214
-6.000 0.0722 0.07249 0.06788 -0.0671 0.3518 0.0218
-5.750 0.0757 0.07064 0.06604 -0.0664 0.3519 0.0222
-5.500 0.0794 0.06881 0.06421 -0.0662 0.3520 0.0231
-5.250 0.0851 0.06709 0.06243 -0.0660 0.3518 0.0233
-5.000 0.0901 0.06437 0.05970 -0.0649 0.3520 0.0235
-4.750 0.0993 0.06218 0.05754 -0.0634 0.3520 0.0237
-4.500 0.1091 0.06048 0.05588 -0.0620 0.3524 0.0239
-4.250 0.1197 0.05903 0.05445 -0.0607 0.3527 0.0243
-4.000 0.1319 0.05747 0.05287 -0.0595 0.3525 0.0249
-3.750 0.1450 0.05582 0.05117 -0.0583 0.3522 0.0259
-3.500 0.1660 0.05421 0.04935 -0.0569 0.3521 0.0280
-3.250 0.1741 0.05164 0.04677 -0.0549 0.3520 0.0283
-3.000 0.1853 0.05036 0.04555 -0.0532 0.3527 0.0287
-2.750 0.1987 0.04924 0.04445 -0.0515 0.3530 0.0291
-2.500 0.2131 0.04827 0.04348 -0.0497 0.3534 0.0298
-2.250 0.2284 0.04739 0.04259 -0.0478 0.3538 0.0317
-2.000 0.2476 0.04559 0.04058 -0.0447 0.3544 0.0337
-1.750 0.2582 0.04450 0.03953 -0.0426 0.3551 0.0341
-1.500 0.2711 0.04398 0.03905 -0.0407 0.3561 0.0347
-1.250 0.2859 0.04335 0.03841 -0.0386 0.3565 0.0352
-1.000 0.3020 0.04258 0.03761 -0.0365 0.3561 0.0366
-0.750 0.3258 0.04218 0.03699 -0.0336 0.3567 0.0398
-0.500 0.3345 0.04046 0.03518 -0.0303 0.3577 0.0403
-0.250 0.3468 0.04036 0.03511 -0.0283 0.3587 0.0409
0.000 0.3284 0.04588 0.04116 -0.0233 0.3806 0.0408
0.250 0.3454 0.04591 0.04116 -0.0221 0.3802 0.0420
0.500 0.3622 0.04327 0.03812 -0.0178 0.3798 0.0405
0.750 0.3811 0.04392 0.03872 -0.0169 0.3792 0.0414
1.000 0.3654 0.03676 0.03069 -0.0091 0.3678 0.0343
1.250 0.3859 0.03707 0.03099 -0.0080 0.3669 0.0355
1.500 0.4056 0.03759 0.03149 -0.0068 0.3661 0.0384
1.750 0.4280 0.03777 0.03163 -0.0060 0.3655 0.0418
2.000 0.4504 0.03815 0.03198 -0.0050 0.3649 0.0450
2.250 0.4735 0.03839 0.03217 -0.0042 0.3644 0.0497
2.500 0.4951 0.03907 0.03286 -0.0032 0.3640 0.0543
2.750 0.5180 0.03957 0.03331 -0.0024 0.3636 0.0590
3.000 0.5410 0.04039 0.03411 -0.0017 0.3632 0.0633
3.250 0.5650 0.04148 0.03512 -0.0012 0.3627 0.0668
3.500 0.4836 0.04585 0.03983 0.0084 0.3490 0.0623
3.750 0.5037 0.04641 0.04035 0.0096 0.3485 0.0662
4.000 0.5257 0.04677 0.04071 0.0104 0.3482 0.0704
4.250 0.5473 0.04730 0.04123 0.0113 0.3478 0.0749
4.500 0.5728 0.04763 0.04150 0.0120 0.3475 0.0783
4.750 0.5986 0.04788 0.04173 0.0124 0.3472 0.0826
5.000 0.6277 0.04820 0.04204 0.0126 0.3469 0.0874
5.250 0.6559 0.04886 0.04263 0.0126 0.3466 0.0921
5.500 0.5428 0.05692 0.05084 0.0180 0.3323 0.0841
5.750 0.5678 0.05744 0.05135 0.0185 0.3320 0.0888
6.000 0.5998 0.05726 0.05115 0.0191 0.3318 0.0950
6.250 0.6290 0.05723 0.05114 0.0200 0.3317 0.1016
6.500 0.6585 0.05774 0.05161 0.0212 0.3313 0.1085
6.750 0.6126 0.06279 0.05667 0.0168 0.3169 0.1049
7.000 0.6462 0.06243 0.05631 0.0172 0.3172 0.1124
7.250 0.6763 0.06230 0.05619 0.0179 0.3174 0.1183
7.500 0.6160 0.07039 0.06431 0.0124 0.3032 0.1125
7.750 0.6427 0.07065 0.06456 0.0127 0.3037 0.1192
8.000 0.6733 0.07050 0.06443 0.0130 0.3041 0.1256
8.250 0.7023 0.07022 0.06415 0.0137 0.3044 0.1355
8.500 0.7279 0.07075 0.06472 0.0138 0.3047 0.1460
8.750 0.6675 0.07977 0.07376 0.0086 0.2905 0.1353
9.000 0.7006 0.07924 0.07324 0.0088 0.2914 0.1496
9.250 0.7290 0.07943 0.07350 0.0085 0.2919 0.1695
9.500 0.7611 0.07900 0.07311 0.0084 0.2922 0.1969
9.750 0.8747 0.08858 0.08464 -0.0263 0.2831 1.0000
10.000 0.8937 0.08880 0.08482 -0.0254 0.2827 1.0000
10.250 0.9137 0.08884 0.08483 -0.0244 0.2823 1.0000
10.500 0.9357 0.08855 0.08451 -0.0234 0.2820 1.0000
10.750 0.9532 0.08895 0.08490 -0.0226 0.2817 1.0000
11.000 0.9707 0.08930 0.08524 -0.0218 0.2813 1.0000
11.250 0.9346 0.09661 0.09261 -0.0239 0.2716 1.0000
11.500 0.9521 0.09698 0.09297 -0.0232 0.2712 1.0000
11.750 0.9700 0.09723 0.09321 -0.0225 0.2707 1.0000
12.000 0.9866 0.09768 0.09367 -0.0218 0.2703 1.0000
12.250 1.0048 0.09787 0.09386 -0.0211 0.2699 1.0000
12.500 0.9751 0.10468 0.10071 -0.0230 0.2602 1.0000
12.750 0.9932 0.10485 0.10089 -0.0224 0.2595 1.0000
13.000 1.0106 0.10515 0.10118 -0.0218 0.2590 1.0000
13.250 1.0111 0.10790 0.10396 -0.0220 0.2558 1.0000
13.500 1.0364 0.10703 0.10310 -0.0211 0.2568 1.0000
13.750 1.0611 0.10622 0.10229 -0.0202 0.2574 1.0000
14.000 1.0331 0.11328 0.10940 -0.0222 0.2474 1.0000
14.250 1.0502 0.11358 0.10971 -0.0217 0.2467 1.0000
14.500 1.0749 0.11260 0.10874 -0.0210 0.2464 1.0000
14.750 1.0999 0.11161 0.10776 -0.0203 0.2461 1.0000
15.000 1.0950 0.11536 0.11155 -0.0209 0.2428 1.0000
15.250 1.1230 0.11394 0.11014 -0.0201 0.2435 1.0000
15.500 1.1538 0.11207 0.10829 -0.0193 0.2438 1.0000
15.750 1.1864 0.11002 0.10625 -0.0186 0.2441 1.0000
16.000 1.1550 0.11773 0.11400 -0.0205 0.2341 1.0000
16.250 1.1785 0.11704 0.11334 -0.0201 0.2337 1.0000
16.500 1.2043 0.11605 0.11238 -0.0197 0.2334 1.0000
16.750 1.2235 0.11609 0.11245 -0.0195 0.2329 1.0000
17.000 1.2430 0.11610 0.11249 -0.0193 0.2324 1.0000
17.250 1.2710 0.11486 0.11127 -0.0188 0.2319 1.0000
17.500 1.3006 0.11343 0.10987 -0.0183 0.2313 1.0000
17.750 1.2674 0.12128 0.11777 -0.0205 0.2215 1.0000
18.000 1.2880 0.12113 0.11766 -0.0203 0.2205 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)