Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 26.06 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-060-050-gn-200000.txt Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.000 -0.3501 0.10778 0.10385 -0.0178 1.0000 0.0793
-4.750 -0.3530 0.10612 0.10224 -0.0163 1.0000 0.0800
-4.500 -0.3579 0.10446 0.10062 -0.0148 1.0000 0.0808
-4.250 -0.3522 0.10176 0.09794 -0.0171 0.9980 0.0821
-4.000 -0.3723 0.09754 0.09368 -0.0299 0.9881 0.0837
-3.750 -0.3464 0.09444 0.09062 -0.0289 0.9864 0.0840
-3.500 -0.3248 0.09158 0.08779 -0.0298 0.9837 0.0845
-3.250 -0.3004 0.08855 0.08477 -0.0334 0.9804 0.0853
-3.000 -0.2874 0.08570 0.08194 -0.0359 0.9724 0.0865
-2.500 -0.2503 0.07576 0.07186 -0.0542 0.9558 0.0906
-2.250 -0.2068 0.07213 0.06826 -0.0582 0.9493 0.0914
-2.000 -0.1777 0.06891 0.06504 -0.0617 0.9412 0.0927
-1.750 -0.1409 0.06292 0.05876 -0.0752 0.9365 0.0975
-1.500 -0.1281 0.06078 0.05669 -0.0733 0.9261 0.0980
-1.250 -0.0847 0.05754 0.05349 -0.0775 0.9220 0.0992
-1.000 -0.0596 0.05467 0.05030 -0.0823 0.9126 0.1046
-0.750 -0.0193 0.05036 0.04599 -0.0865 0.9062 0.1057
-0.500 0.0416 0.04658 0.04230 -0.0933 0.9026 0.1076
-0.250 0.0684 0.04428 0.03995 -0.0940 0.8892 0.1110
0.000 0.1040 0.04084 0.03630 -0.0970 0.8745 0.1150
0.250 0.1446 0.03814 0.03355 -0.0991 0.8375 0.1171
0.500 0.1863 0.03570 0.03026 -0.1018 0.7118 0.1241
0.750 0.1644 0.03731 0.03004 -0.0921 0.3250 0.1244
1.000 0.1651 0.03756 0.02954 -0.0877 0.1331 0.1252
1.250 0.1820 0.03666 0.02859 -0.0860 0.1222 0.1272
1.500 0.2022 0.03575 0.02737 -0.0848 0.1171 0.1347
1.750 0.2187 0.03462 0.02627 -0.0830 0.1133 0.1361
2.000 0.2370 0.03377 0.02543 -0.0813 0.1108 0.1387
2.250 0.2572 0.03310 0.02451 -0.0797 0.1086 0.1467
2.500 0.2741 0.03214 0.02358 -0.0779 0.1068 0.1485
2.750 0.2913 0.03165 0.02303 -0.0758 0.1053 0.1524
3.000 0.3088 0.03123 0.02239 -0.0738 0.1040 0.1605
3.250 0.3275 0.03059 0.02177 -0.0720 0.1031 0.1642
3.500 0.3482 0.03023 0.02125 -0.0704 0.1022 0.1749
3.750 0.3683 0.02968 0.02072 -0.0689 0.1011 0.1799
4.000 0.3898 0.02929 0.02021 -0.0675 0.0999 0.1916
4.250 0.4126 0.02926 0.02004 -0.0662 0.0988 0.2063
4.500 0.4353 0.02861 0.01942 -0.0652 0.0978 0.2123
4.750 0.4598 0.02835 0.01909 -0.0644 0.0970 0.2290
5.000 0.4854 0.02815 0.01883 -0.0638 0.0964 0.2486
5.250 0.5125 0.02804 0.01867 -0.0635 0.0958 0.2713
5.500 0.5585 0.02796 0.01767 -0.0635 0.0953 0.1737
5.750 0.5878 0.02838 0.01823 -0.0643 0.0948 0.2079
6.000 0.6119 0.02851 0.01862 -0.0641 0.0943 0.2653
6.250 0.6548 0.02766 0.01681 -0.0625 0.0938 0.1298
6.500 0.6836 0.02791 0.01706 -0.0619 0.0935 0.1286
6.750 0.7133 0.02837 0.01752 -0.0615 0.0934 0.1277
7.000 0.7429 0.02897 0.01815 -0.0611 0.0934 0.1274
7.250 0.7721 0.02975 0.01897 -0.0607 0.0935 0.1279
7.500 0.8013 0.03075 0.02002 -0.0603 0.0939 0.1294
7.750 0.8297 0.03187 0.02120 -0.0598 0.0941 0.1305
8.000 0.8565 0.03304 0.02246 -0.0591 0.0943 0.1312
8.250 0.8839 0.03456 0.02405 -0.0585 0.0946 0.1320
8.500 0.8992 0.03531 0.02551 -0.0545 0.1007 0.1328
8.750 0.9292 0.03731 0.02753 -0.0544 0.1049 0.1342
9.250 0.9471 0.04639 0.03873 -0.0442 0.1580 0.1355
9.500 0.9679 0.04819 0.04052 -0.0431 0.1550 0.1380
9.750 0.9666 0.04988 0.04248 -0.0389 0.1468 0.1399
10.000 0.9798 0.05123 0.04391 -0.0366 0.1428 0.1433
10.250 1.0009 0.05328 0.04590 -0.0357 0.1406 0.1476
10.500 0.9929 0.05583 0.04871 -0.0313 0.1352 0.1496
10.750 0.9945 0.05697 0.05004 -0.0275 0.1308 0.1532
11.000 1.0084 0.05886 0.05195 -0.0258 0.1286 0.1611
11.250 1.0335 0.06133 0.05456 -0.0259 0.1271 0.2768
11.750 0.9784 0.06589 0.05958 -0.0136 0.1197 0.1974
12.000 1.0106 0.06771 0.06283 -0.0169 0.1170 1.0000
12.250 1.0335 0.07030 0.06526 -0.0167 0.1157 1.0000
12.500 1.0821 0.07787 0.07243 -0.0212 0.1140 1.0000
12.750 1.0089 0.07821 0.07328 -0.0108 0.1135 1.0000
13.000 0.9203 0.08156 0.07708 -0.0045 0.1126 1.0000
13.250 0.8450 0.08729 0.08299 -0.0018 0.1121 0.8461
13.500 0.7396 0.10508 0.09933 -0.0131 0.1085 0.1489
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)