Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 22.37 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-060-050-gn-100000.txt Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.500 -0.3203 0.11507 0.10937 -0.0232 1.0000 0.1106
-5.250 -0.3309 0.11384 0.10819 -0.0226 1.0000 0.1124
-5.000 -0.3656 0.11434 0.10877 -0.0228 1.0000 0.1134
-4.750 -0.3625 0.11134 0.10583 -0.0211 1.0000 0.1139
-4.500 -0.3481 0.10814 0.10269 -0.0187 1.0000 0.1149
-4.250 -0.3458 0.10610 0.10071 -0.0166 1.0000 0.1160
-4.000 -0.3485 0.10438 0.09906 -0.0148 1.0000 0.1175
-3.750 -0.3561 0.10286 0.09760 -0.0130 1.0000 0.1191
-3.500 -0.3701 0.10161 0.09642 -0.0112 1.0000 0.1206
-3.250 -0.3973 0.10099 0.09587 -0.0091 1.0000 0.1218
-3.000 -0.4376 0.09974 0.09459 -0.0148 1.0000 0.1231
-2.750 -0.4277 0.09667 0.09161 -0.0105 1.0000 0.1236
-2.500 -0.4221 0.09423 0.08924 -0.0074 1.0000 0.1244
-2.250 -0.4195 0.09207 0.08715 -0.0053 1.0000 0.1255
-2.000 -0.4192 0.08997 0.08509 -0.0042 1.0000 0.1270
-1.750 -0.4194 0.08778 0.08292 -0.0040 1.0000 0.1293
-1.500 -0.4219 0.08459 0.07953 -0.0127 1.0000 0.1339
-1.250 -0.4166 0.08198 0.07704 -0.0095 1.0000 0.1347
-1.000 -0.4110 0.07980 0.07494 -0.0072 1.0000 0.1359
-0.750 -0.4045 0.07773 0.07290 -0.0060 1.0000 0.1378
-0.500 -0.3716 0.07467 0.06951 -0.0171 0.9957 0.1456
-0.250 -0.3485 0.07153 0.06652 -0.0173 0.9906 0.1469
0.000 -0.3129 0.06896 0.06402 -0.0206 0.9817 0.1502
0.250 -0.2514 0.06518 0.06004 -0.0319 0.9630 0.1599
0.500 -0.1804 0.06214 0.05673 -0.0430 0.9403 0.1727
0.750 -0.1337 0.05787 0.05267 -0.0464 0.9239 0.1762
1.000 -0.0792 0.05493 0.04954 -0.0531 0.9076 0.1892
1.250 -0.0315 0.05154 0.04630 -0.0562 0.8922 0.1973
1.500 0.0347 0.04855 0.04315 -0.0628 0.8727 0.2197
1.750 0.1308 0.04108 0.03577 -0.0719 0.8407 0.2439
2.000 0.1772 0.03697 0.03166 -0.0722 0.7798 0.2650
2.250 0.2111 0.03830 0.02996 -0.0716 0.1997 0.3013
2.500 0.2223 0.03636 0.02800 -0.0687 0.1734 0.3090
2.750 0.2356 0.03556 0.02717 -0.0660 0.1634 0.3354
3.000 0.2473 0.03459 0.02622 -0.0631 0.1568 0.3719
3.250 0.2588 0.03368 0.02531 -0.0599 0.1518 0.3974
3.500 0.2732 0.03268 0.02439 -0.0571 0.1481 0.4229
3.750 0.2888 0.03184 0.02355 -0.0546 0.1452 0.4468
4.000 0.3114 0.03206 0.02358 -0.0534 0.1426 0.4660
4.250 0.3281 0.03044 0.02200 -0.0511 0.1407 0.4787
4.500 0.3585 0.03015 0.02144 -0.0517 0.1387 0.4816
4.750 0.4524 0.03227 0.02145 -0.0615 0.1369 0.2209
5.000 0.4854 0.03133 0.02033 -0.0615 0.1356 0.1990
5.250 0.5197 0.03153 0.02014 -0.0613 0.1339 0.1864
5.500 0.5513 0.03126 0.01982 -0.0613 0.1321 0.1835
5.750 0.5841 0.03131 0.01973 -0.0614 0.1307 0.1788
6.000 0.6182 0.03171 0.01989 -0.0614 0.1300 0.1737
6.250 0.6513 0.03236 0.02043 -0.0613 0.1297 0.1721
6.500 0.6826 0.03274 0.02085 -0.0611 0.1296 0.1730
6.750 0.7128 0.03328 0.02148 -0.0607 0.1296 0.1741
7.000 0.7419 0.03398 0.02225 -0.0602 0.1292 0.1744
7.250 0.7701 0.03478 0.02313 -0.0594 0.1287 0.1748
7.500 0.7968 0.03566 0.02418 -0.0585 0.1287 0.1757
7.750 0.8222 0.03675 0.02557 -0.0571 0.1303 0.1772
8.000 0.8470 0.03813 0.02722 -0.0557 0.1323 0.1798
8.250 0.8714 0.03981 0.02908 -0.0544 0.1346 0.1836
8.500 0.8963 0.04182 0.03118 -0.0534 0.1365 0.1877
8.750 0.9237 0.04477 0.03413 -0.0533 0.1382 0.1926
9.000 0.9297 0.04567 0.03595 -0.0481 0.1479 0.1952
9.250 0.9597 0.04902 0.03918 -0.0483 0.1527 0.2027
9.750 0.6129 0.08415 0.07768 -0.0389 0.3490 0.1734
10.000 0.6231 0.08599 0.07950 -0.0370 0.3304 0.1739
10.250 0.6804 0.08524 0.07885 -0.0333 0.3225 0.1763
10.500 0.6644 0.08873 0.08228 -0.0328 0.3033 0.1764
10.750 0.6503 0.09250 0.08598 -0.0329 0.2858 0.1767
11.000 0.7156 0.09159 0.08511 -0.0285 0.2806 0.1843
11.250 0.6723 0.09741 0.09085 -0.0310 0.2630 0.1814
11.500 0.6556 0.10201 0.09539 -0.0323 0.2497 0.1818
11.750 0.6837 0.10332 0.09667 -0.0301 0.2423 0.1868
12.000 0.6601 0.10861 0.10190 -0.0326 0.2300 0.1859
12.250 0.6846 0.11018 0.10348 -0.0309 0.2232 0.1911
12.500 0.7514 0.10989 0.10322 -0.0248 0.2202 0.2085
12.750 0.6781 0.11790 0.11112 -0.0330 0.2060 0.1953
13.000 0.7150 0.11943 0.11265 -0.0300 0.2028 0.2069
13.250 0.6729 0.12597 0.11912 -0.0358 0.1924 0.2000
13.500 0.6893 0.12846 0.12161 -0.0351 0.1875 0.2092
13.750 0.6142 0.13561 0.12931 -0.0342 0.1848 0.2079
14.000 0.5699 0.14054 0.13424 -0.0401 0.1768 0.2005
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)