Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 24.95 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-060-050-gn-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.000 -0.3249 0.11725 0.11135 -0.0269 1.0000 0.0892
-5.750 -0.3366 0.11562 0.10977 -0.0267 1.0000 0.0898
-5.500 -0.3499 0.11404 0.10824 -0.0263 1.0000 0.0900
-5.250 -0.3424 0.11142 0.10569 -0.0243 1.0000 0.0905
-5.000 -0.3379 0.10933 0.10367 -0.0223 1.0000 0.0912
-4.750 -0.3333 0.10723 0.10162 -0.0216 0.9993 0.0923
-4.500 -0.3195 0.10426 0.09868 -0.0243 0.9959 0.0941
-4.250 -0.3115 0.10122 0.09564 -0.0288 0.9913 0.0962
-4.000 -0.3180 0.09817 0.09258 -0.0356 0.9832 0.0970
-3.750 -0.3026 0.09478 0.08923 -0.0376 0.9798 0.0975
-3.500 -0.2863 0.09205 0.08655 -0.0373 0.9758 0.0982
-3.250 -0.2717 0.08943 0.08396 -0.0386 0.9711 0.0994
-3.000 -0.2552 0.08643 0.08098 -0.0423 0.9670 0.1016
-2.250 -0.2245 0.07671 0.07125 -0.0523 0.9453 0.1064
-1.250 -0.1484 0.06467 0.05908 -0.0641 0.9215 0.1149
-1.000 -0.1277 0.06237 0.05682 -0.0643 0.9118 0.1170
-0.500 -0.0649 0.05553 0.04969 -0.0725 0.8899 0.1242
-0.250 -0.0192 0.05212 0.04630 -0.0765 0.8821 0.1265
0.000 -0.0021 0.05010 0.04425 -0.0757 0.8686 0.1291
0.250 0.0258 0.04742 0.04137 -0.0776 0.8561 0.1351
0.500 0.0647 0.04471 0.03870 -0.0798 0.8432 0.1383
1.000 0.1123 0.04064 0.03429 -0.0794 0.8005 0.1467
1.250 0.1425 0.03507 0.02810 -0.0797 0.7795 0.1014
1.500 0.1967 0.03222 0.02456 -0.0834 0.6687 0.1006
1.750 0.1990 0.03393 0.02353 -0.0789 0.1452 0.0997
2.000 0.2188 0.03287 0.02208 -0.0773 0.1223 0.0988
2.250 0.2393 0.03206 0.02105 -0.0758 0.1139 0.0991
2.500 0.2606 0.03138 0.02027 -0.0744 0.1093 0.0999
2.750 0.2817 0.03075 0.01950 -0.0729 0.1058 0.1008
3.000 0.3026 0.03015 0.01873 -0.0713 0.1032 0.1011
3.250 0.3240 0.02953 0.01798 -0.0697 0.1009 0.1011
3.500 0.3451 0.02903 0.01735 -0.0680 0.0985 0.1012
3.750 0.3656 0.02865 0.01682 -0.0662 0.0964 0.1014
4.000 0.3853 0.02845 0.01644 -0.0643 0.0945 0.1021
4.250 0.4063 0.02822 0.01610 -0.0625 0.0930 0.1034
4.500 0.4273 0.02807 0.01580 -0.0607 0.0918 0.1042
4.750 0.4485 0.02798 0.01558 -0.0589 0.0907 0.1046
5.000 0.4703 0.02797 0.01545 -0.0573 0.0897 0.1049
5.250 0.4930 0.02799 0.01541 -0.0559 0.0888 0.1054
5.500 0.5172 0.02812 0.01546 -0.0548 0.0879 0.1060
5.750 0.5431 0.02836 0.01564 -0.0541 0.0871 0.1072
6.000 0.5714 0.02875 0.01591 -0.0538 0.0862 0.1088
6.250 0.5989 0.02900 0.01615 -0.0532 0.0853 0.1104
6.500 0.6267 0.02928 0.01643 -0.0525 0.0842 0.1114
6.750 0.6547 0.02962 0.01676 -0.0520 0.0830 0.1122
7.000 0.6831 0.03005 0.01718 -0.0515 0.0821 0.1131
7.250 0.7120 0.03054 0.01770 -0.0512 0.0814 0.1141
7.500 0.7407 0.03109 0.01830 -0.0508 0.0808 0.1155
7.750 0.7692 0.03175 0.01901 -0.0505 0.0802 0.1180
8.000 0.7972 0.03250 0.01976 -0.0500 0.0797 0.1208
8.500 0.8533 0.03430 0.02152 -0.0493 0.0784 0.1252
8.750 0.8763 0.03512 0.02254 -0.0479 0.0776 0.1276
9.000 0.8996 0.03608 0.02365 -0.0466 0.0768 0.1306
9.250 0.9226 0.03717 0.02488 -0.0454 0.0763 0.1342
9.500 0.9450 0.03834 0.02623 -0.0441 0.0758 0.1396
9.750 0.9663 0.03960 0.02767 -0.0426 0.0755 0.1486
10.000 0.9864 0.04093 0.02922 -0.0411 0.0751 0.1649
10.250 1.0215 0.04131 0.03142 -0.0429 0.0746 1.0000
10.500 1.0379 0.04281 0.03298 -0.0408 0.0740 1.0000
10.750 1.0534 0.04432 0.03456 -0.0387 0.0735 1.0000
11.000 1.0685 0.04584 0.03614 -0.0366 0.0729 1.0000
11.250 1.0840 0.04739 0.03771 -0.0347 0.0723 1.0000
11.500 1.1000 0.04903 0.03936 -0.0330 0.0719 1.0000
11.750 1.1157 0.05091 0.04124 -0.0313 0.0716 1.0000
12.000 1.1196 0.05307 0.04364 -0.0280 0.0714 1.0000
12.250 1.1205 0.05534 0.04618 -0.0246 0.0713 1.0000
12.500 1.1180 0.05775 0.04885 -0.0209 0.0712 1.0000
12.750 1.1128 0.06023 0.05156 -0.0171 0.0711 1.0000
13.000 1.1018 0.06272 0.05429 -0.0129 0.0710 1.0000
13.250 1.0845 0.06532 0.05712 -0.0083 0.0709 1.0000
13.500 1.0654 0.06821 0.06023 -0.0043 0.0709 1.0000
13.750 1.0439 0.07148 0.06372 -0.0012 0.0708 1.0000
14.000 1.0158 0.07545 0.06793 0.0011 0.0708 1.0000
14.250 0.9866 0.08009 0.07279 0.0021 0.0708 1.0000
14.500 0.9563 0.08561 0.07851 0.0015 0.0709 1.0000
14.750 0.9230 0.09241 0.08551 -0.0010 0.0711 1.0000
15.000 0.8867 0.10112 0.09440 -0.0059 0.0713 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)