CHEN AIRFOIL (chen-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: CHEN AIRFOIL (chen-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 4.9 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-chen-il-100000.txt Download as CSV file: xf-chen-il-100000.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 = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.250 -0.1765 0.16892 0.16185 -0.0353 0.4599 0.0373
-15.000 -0.1661 0.16637 0.15931 -0.0370 0.4595 0.0377
-14.750 -0.1562 0.16391 0.15687 -0.0388 0.4590 0.0384
-14.500 -0.1470 0.16177 0.15475 -0.0405 0.4589 0.0390
-14.250 -0.1386 0.15989 0.15289 -0.0423 0.4584 0.0393
-14.000 -0.1329 0.15893 0.15197 -0.0442 0.4580 0.0396
-13.750 -0.1291 0.15842 0.15148 -0.0462 0.4583 0.0397
-13.250 -0.1034 0.14948 0.14260 -0.0480 0.4577 0.0404
-13.000 -0.0924 0.14638 0.13952 -0.0490 0.4578 0.0407
-12.750 -0.0820 0.14329 0.13646 -0.0499 0.4576 0.0415
-12.500 -0.0724 0.14085 0.13404 -0.0510 0.4579 0.0420
-12.250 -0.0634 0.13831 0.13153 -0.0520 0.4579 0.0432
-12.000 -0.0549 0.13600 0.12927 -0.0531 0.4581 0.0444
-11.750 -0.0471 0.13390 0.12720 -0.0542 0.4585 0.0456
-11.500 -0.0405 0.13221 0.12556 -0.0554 0.4585 0.0465
-11.250 -0.0375 0.13159 0.12498 -0.0570 0.4589 0.0470
-11.000 -0.0360 0.13118 0.12463 -0.0584 0.4593 0.0472
-10.750 -0.0353 0.13064 0.12415 -0.0597 0.4597 0.0474
-10.500 -0.0286 0.12779 0.12136 -0.0605 0.4600 0.0476
-10.250 -0.0060 0.12087 0.11444 -0.0596 0.4602 0.0487
-10.000 0.0030 0.11830 0.11191 -0.0598 0.4605 0.0494
-9.750 0.0106 0.11613 0.10977 -0.0602 0.4610 0.0501
-9.500 0.0174 0.11405 0.10775 -0.0606 0.4613 0.0512
-9.250 0.0235 0.11212 0.10586 -0.0610 0.4618 0.0520
-9.000 0.0295 0.11037 0.10415 -0.0613 0.4622 0.0528
-8.750 0.0337 0.10870 0.10253 -0.0617 0.4627 0.0541
-8.500 0.0364 0.10732 0.10130 -0.0624 0.4640 0.0552
-8.250 0.0341 0.10695 0.10115 -0.0634 0.4659 0.0558
-8.000 0.0299 0.10674 0.10111 -0.0644 0.4680 0.0561
-7.750 0.0210 0.10657 0.10109 -0.0652 0.4695 0.0562
-7.500 0.0099 0.10687 0.10149 -0.0645 0.4709 0.0563
-7.250 0.0447 0.09904 0.09374 -0.0639 0.4713 0.0574
-7.000 0.0521 0.09665 0.09143 -0.0632 0.4728 0.0581
-6.750 0.0549 0.09493 0.08980 -0.0627 0.4745 0.0591
-6.500 0.0545 0.09369 0.08863 -0.0619 0.4761 0.0600
-6.250 0.0523 0.09273 0.08770 -0.0607 0.4776 0.0613
-6.000 0.0509 0.09179 0.08678 -0.0599 0.4789 0.0627
-5.750 0.0508 0.09177 0.08716 -0.0607 0.4909 0.0640
-5.500 0.0499 0.09236 0.08772 -0.0612 0.4943 0.0658
-5.250 0.0519 0.09386 0.08912 -0.0622 0.4990 0.0664
-3.750 -0.0610 0.10731 0.10378 -0.0596 0.6250 0.0665
-3.500 0.0011 0.10004 0.09651 -0.0668 0.6360 0.0685
-3.250 -0.0651 0.10351 0.09990 -0.0545 0.6072 0.0673
-3.000 -0.0511 0.09955 0.09596 -0.0537 0.6043 0.0685
-2.750 -0.0744 0.09944 0.09582 -0.0483 0.5905 0.0686
-2.500 -0.0577 0.09733 0.09363 -0.0478 0.5871 0.0704
-2.250 -0.0783 0.09728 0.09355 -0.0431 0.5753 0.0707
-2.000 -0.0627 0.09592 0.09208 -0.0423 0.5706 0.0728
-1.750 -0.0250 0.09699 0.09279 -0.0437 0.5683 0.0778
-1.500 -0.0594 0.09557 0.09146 -0.0379 0.5554 0.0768
-1.250 -0.0252 0.09705 0.09249 -0.0382 0.5520 0.0790
-1.000 -0.0422 0.09643 0.09186 -0.0344 0.5419 0.0792
-0.750 -0.0360 0.09315 0.08862 -0.0326 0.5370 0.0803
-0.500 -0.0190 0.09143 0.08682 -0.0314 0.5347 0.0826
-0.250 -0.0310 0.09162 0.08694 -0.0282 0.5265 0.0841
0.000 -0.0205 0.09112 0.08631 -0.0265 0.5206 0.0869
0.250 0.0108 0.09266 0.08744 -0.0258 0.5178 0.0924
0.500 0.0289 0.09034 0.08511 -0.0248 0.5162 0.0946
0.750 0.0565 0.09002 0.08465 -0.0242 0.5152 0.0992
1.000 0.0184 0.08978 0.08440 -0.0192 0.5018 0.0978
1.250 0.0588 0.09341 0.08749 -0.0186 0.4994 0.1060
1.500 0.0748 0.09020 0.08434 -0.0173 0.4983 0.1084
1.750 0.1044 0.09035 0.08436 -0.0168 0.4975 0.1137
2.000 0.0603 0.08944 0.08344 -0.0117 0.4837 0.1115
2.250 0.0953 0.09224 0.08581 -0.0109 0.4818 0.1215
2.500 0.1140 0.09042 0.08401 -0.0097 0.4808 0.1252
2.750 0.1482 0.09202 0.08535 -0.0092 0.4800 0.1387
3.000 0.0965 0.09027 0.08373 -0.0045 0.4668 0.1309
3.250 0.1198 0.09075 0.08399 -0.0032 0.4649 0.1407
3.500 0.1498 0.09207 0.08506 -0.0023 0.4637 0.1532
3.750 0.1826 0.09360 0.08638 -0.0018 0.4629 0.1675
4.000 0.1343 0.09168 0.08460 0.0021 0.4504 0.1580
4.250 0.1573 0.09222 0.08494 0.0032 0.4482 0.1718
4.500 0.1840 0.09328 0.08579 0.0041 0.4468 0.1988
4.750 0.2123 0.09417 0.08655 0.0045 0.4460 0.2346
5.000 0.1709 0.09345 0.08588 0.0074 0.4354 0.2183
5.250 0.1892 0.09349 0.08579 0.0082 0.4326 0.2616
5.500 0.2203 0.09423 0.08636 0.0077 0.4306 0.2941
5.750 0.2623 0.09622 0.08817 0.0061 0.4294 0.3091
6.000 0.3118 0.10096 0.09239 0.0064 0.4287 0.1770
6.250 0.2524 0.09742 0.08924 0.0078 0.4173 0.2931
6.500 0.2861 0.10037 0.09169 0.0091 0.4149 0.1628
6.750 0.3245 0.10251 0.09364 0.0074 0.4131 0.1627
7.000 0.3658 0.10549 0.09643 0.0054 0.4122 0.1649
7.250 0.4195 0.10957 0.10050 0.0009 0.4115 0.1727
7.500 0.3551 0.10635 0.09733 0.0051 0.3993 0.1683
7.750 0.3910 0.10872 0.09965 0.0022 0.3971 0.1728
8.000 0.4558 0.11339 0.10429 -0.0066 0.3957 0.1848
8.250 0.5081 0.11798 0.10887 -0.0114 0.3949 0.2022
8.500 0.4532 0.11593 0.10686 -0.0088 0.3839 0.1918
8.750 0.4816 0.11828 0.10919 -0.0107 0.3813 0.2029
9.000 0.5121 0.12116 0.11198 -0.0122 0.3797 0.2186
9.250 0.5462 0.12480 0.11555 -0.0135 0.3787 0.2357
9.500 0.5858 0.12944 0.12014 -0.0152 0.3780 0.2651
9.750 0.5258 0.12643 0.11719 -0.0136 0.3667 0.2416
10.000 0.5500 0.12890 0.11964 -0.0146 0.3643 0.2683
10.250 0.6741 0.13945 0.13168 -0.0382 0.3624 1.0000
10.500 0.7057 0.14406 0.13616 -0.0381 0.3617 1.0000
10.750 0.6506 0.14211 0.13436 -0.0385 0.3517 1.0000
11.000 0.6667 0.14429 0.13645 -0.0381 0.3490 1.0000
11.250 0.6867 0.14704 0.13913 -0.0377 0.3474 1.0000
11.500 0.7130 0.15099 0.14300 -0.0375 0.3464 1.0000
11.750 0.6794 0.15153 0.14362 -0.0386 0.3409 1.0000
12.000 0.6875 0.15352 0.14559 -0.0386 0.3369 1.0000
12.250 0.7017 0.15573 0.14778 -0.0384 0.3343 1.0000
12.500 0.7211 0.15858 0.15060 -0.0381 0.3325 1.0000
12.750 0.7469 0.16274 0.15473 -0.0379 0.3315 1.0000
13.000 0.7173 0.16333 0.15538 -0.0395 0.3276 1.0000
13.250 0.7236 0.16524 0.15730 -0.0398 0.3231 1.0000
13.500 0.7368 0.16746 0.15951 -0.0398 0.3205 1.0000
13.750 0.7547 0.17028 0.16232 -0.0396 0.3188 1.0000
14.000 0.7776 0.17441 0.16647 -0.0394 0.3178 1.0000
14.250 0.7548 0.17527 0.16736 -0.0414 0.3148 1.0000
14.500 0.7601 0.17712 0.16924 -0.0420 0.3100 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)