CHEN AIRFOIL (chen-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: CHEN AIRFOIL (chen-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 5.63 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-chen-il-200000.txt Download as CSV file: xf-chen-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.750 -0.1071 0.15353 0.14787 -0.0334 0.3992 0.0230
-15.500 -0.1020 0.15287 0.14720 -0.0351 0.3989 0.0232
-15.000 -0.0956 0.15235 0.14665 -0.0385 0.3988 0.0234
-14.750 -0.0821 0.14755 0.14184 -0.0389 0.3986 0.0236
-14.500 -0.0740 0.14527 0.13956 -0.0398 0.3987 0.0239
-14.250 -0.0663 0.14325 0.13754 -0.0409 0.3986 0.0242
-14.000 -0.0589 0.14123 0.13551 -0.0419 0.3984 0.0246
-13.750 -0.0514 0.13919 0.13348 -0.0430 0.3987 0.0249
-13.500 -0.0443 0.13709 0.13138 -0.0440 0.3985 0.0253
-13.250 -0.0372 0.13497 0.12926 -0.0450 0.3985 0.0259
-13.000 -0.0300 0.13286 0.12716 -0.0460 0.3986 0.0261
-12.750 -0.0234 0.13065 0.12495 -0.0469 0.3986 0.0267
-12.500 -0.0165 0.12855 0.12288 -0.0479 0.3988 0.0271
-12.250 -0.0111 0.12655 0.12088 -0.0490 0.3988 0.0276
-12.000 -0.0087 0.12521 0.11957 -0.0504 0.3990 0.0279
-11.750 -0.0078 0.12404 0.11843 -0.0518 0.3993 0.0280
-11.250 0.0105 0.11731 0.11176 -0.0526 0.3996 0.0283
-11.000 0.0190 0.11451 0.10899 -0.0529 0.3998 0.0286
-10.750 0.0260 0.11209 0.10661 -0.0534 0.4001 0.0288
-10.500 0.0328 0.10967 0.10424 -0.0537 0.4004 0.0295
-10.250 0.0387 0.10728 0.10189 -0.0542 0.4007 0.0305
-10.000 0.0443 0.10502 0.09967 -0.0547 0.4010 0.0314
-9.750 0.0496 0.10283 0.09753 -0.0552 0.4016 0.0320
-9.500 0.0514 0.10120 0.09595 -0.0561 0.4017 0.0330
-9.250 0.0527 0.09964 0.09444 -0.0568 0.4023 0.0332
-9.000 0.0521 0.09835 0.09323 -0.0576 0.4028 0.0333
-8.500 0.0645 0.09213 0.08712 -0.0575 0.4040 0.0338
-8.250 0.0723 0.08937 0.08441 -0.0570 0.4046 0.0343
-8.000 0.0775 0.08720 0.08230 -0.0568 0.4053 0.0347
-7.750 0.0816 0.08505 0.08020 -0.0567 0.4055 0.0353
-7.500 0.0852 0.08303 0.07824 -0.0566 0.4057 0.0358
-7.250 0.0876 0.08097 0.07624 -0.0564 0.4058 0.0366
-7.000 0.0895 0.07903 0.07436 -0.0564 0.4066 0.0371
-6.750 0.0901 0.07716 0.07256 -0.0563 0.4072 0.0380
-6.500 0.0891 0.07541 0.07086 -0.0564 0.4079 0.0386
-6.250 0.0805 0.07423 0.06975 -0.0566 0.4086 0.0392
-6.000 0.0672 0.07366 0.06922 -0.0552 0.4092 0.0395
-5.750 0.0607 0.07281 0.06835 -0.0552 0.4099 0.0397
-5.500 0.0596 0.07171 0.06719 -0.0551 0.4106 0.0398
-5.250 0.0672 0.06807 0.06359 -0.0539 0.4114 0.0401
-4.750 0.0590 0.08840 0.08513 -0.0640 0.5069 0.0400
-4.500 0.0639 0.08533 0.08210 -0.0621 0.5035 0.0403
-4.250 0.0693 0.08332 0.08009 -0.0603 0.5016 0.0408
-4.000 0.0762 0.08188 0.07858 -0.0586 0.5001 0.0416
-3.750 0.0756 0.08120 0.07796 -0.0570 0.4883 0.0423
-3.500 0.0835 0.07997 0.07666 -0.0556 0.4856 0.0435
-3.250 0.0937 0.07891 0.07550 -0.0542 0.4839 0.0450
-3.000 0.1170 0.08025 0.07644 -0.0535 0.4826 0.0476
-2.750 0.1218 0.07747 0.07367 -0.0515 0.4817 0.0481
-2.500 0.1303 0.07609 0.07224 -0.0496 0.4809 0.0487
-2.250 0.1411 0.07585 0.07189 -0.0478 0.4802 0.0498
-2.000 0.1310 0.07456 0.07077 -0.0453 0.4656 0.0502
-1.750 0.1151 0.07575 0.07202 -0.0427 0.4548 0.0505
-1.500 0.1226 0.07512 0.07131 -0.0405 0.4516 0.0519
-1.250 0.1363 0.07447 0.07052 -0.0385 0.4498 0.0539
-1.000 0.1646 0.07553 0.07115 -0.0364 0.4486 0.0566
-0.750 0.1716 0.07293 0.06855 -0.0342 0.4477 0.0574
-0.500 0.1850 0.07178 0.06734 -0.0322 0.4471 0.0585
-0.250 0.2032 0.07134 0.06677 -0.0305 0.4465 0.0611
0.000 0.2408 0.07398 0.06890 -0.0287 0.4459 0.0669
0.250 0.1075 0.07624 0.07182 -0.0198 0.4248 0.0583
0.500 0.1476 0.07499 0.07042 -0.0195 0.4267 0.0614
0.750 0.1937 0.07512 0.07013 -0.0189 0.4274 0.0676
1.000 0.2204 0.07355 0.06848 -0.0177 0.4279 0.0692
1.250 0.2536 0.07288 0.06764 -0.0167 0.4282 0.0725
1.500 0.1300 0.07802 0.07295 -0.0079 0.4087 0.0679
1.750 0.1593 0.07681 0.07165 -0.0064 0.4101 0.0696
2.000 0.1956 0.07614 0.07082 -0.0052 0.4107 0.0740
2.250 0.2414 0.07601 0.07028 -0.0039 0.4111 0.0797
2.500 0.2800 0.07498 0.06917 -0.0038 0.4113 0.0825
2.750 0.1955 0.07779 0.07199 0.0024 0.3965 0.0798
3.000 0.1774 0.08035 0.07452 0.0044 0.3926 0.0797
3.250 0.2076 0.07973 0.07382 0.0059 0.3936 0.0822
3.500 0.2507 0.08045 0.07420 0.0071 0.3941 0.0926
3.750 0.2894 0.07952 0.07321 0.0080 0.3945 0.0962
4.500 0.1974 0.08370 0.07736 0.0147 0.3704 0.0946
4.750 0.2104 0.08403 0.07760 0.0160 0.3679 0.0965
5.000 0.2303 0.08490 0.07823 0.0175 0.3661 0.1072
5.250 0.2503 0.08495 0.07822 0.0183 0.3649 0.1096
5.500 0.2742 0.08562 0.07881 0.0190 0.3639 0.1260
5.750 0.3029 0.08644 0.07947 0.0195 0.3632 0.1394
6.000 0.3628 0.08658 0.07914 0.0154 0.3627 0.1007
6.250 0.4030 0.08816 0.08059 0.0133 0.3623 0.1077
6.500 0.4365 0.09023 0.08268 0.0123 0.3619 0.1145
6.750 0.3632 0.09141 0.08383 0.0139 0.3491 0.1070
7.000 0.3946 0.09279 0.08524 0.0124 0.3480 0.1118
7.250 0.4256 0.09446 0.08684 0.0116 0.3473 0.1196
7.500 0.4604 0.09629 0.08869 0.0099 0.3468 0.1251
7.750 0.4931 0.09835 0.09072 0.0093 0.3463 0.1344
8.000 0.5271 0.10087 0.09327 0.0083 0.3460 0.1414
8.250 0.4539 0.10185 0.09427 0.0087 0.3337 0.1345
8.500 0.4844 0.10354 0.09599 0.0076 0.3327 0.1414
8.750 0.5138 0.10547 0.09790 0.0070 0.3321 0.1499
9.000 0.5466 0.10776 0.10022 0.0060 0.3317 0.1638
9.250 0.5783 0.11022 0.10272 0.0053 0.3313 0.1761
9.500 0.5133 0.11181 0.10434 0.0046 0.3202 0.1636
9.750 0.5384 0.11356 0.10611 0.0039 0.3191 0.1749
10.000 0.5683 0.11563 0.10818 0.0031 0.3184 0.1881
10.250 0.6042 0.11829 0.11082 0.0015 0.3179 0.2119
10.500 0.6893 0.13002 0.12447 -0.0350 0.3073 1.0000
10.750 0.7107 0.13136 0.12571 -0.0341 0.3061 1.0000
11.000 0.7352 0.13308 0.12736 -0.0333 0.3054 1.0000
11.250 0.7618 0.13526 0.12948 -0.0325 0.3049 1.0000
11.500 0.7078 0.13982 0.13416 -0.0354 0.2966 1.0000
11.750 0.7246 0.14115 0.13546 -0.0348 0.2948 1.0000
12.000 0.7483 0.14230 0.13656 -0.0338 0.2936 1.0000
12.250 0.7791 0.14384 0.13806 -0.0327 0.2928 1.0000
12.500 0.7336 0.14919 0.14352 -0.0360 0.2861 1.0000
12.750 0.7513 0.15017 0.14447 -0.0354 0.2834 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to CHEN AIRFOIL (chen-il)