Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 31.4 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-060-050-gn-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3431 0.13405 0.12954 -0.0319 1.0000 0.0620
-8.250 -0.3449 0.13154 0.12705 -0.0319 1.0000 0.0621
-8.000 -0.3471 0.12908 0.12462 -0.0318 1.0000 0.0623
-7.750 -0.3406 0.12697 0.12254 -0.0304 1.0000 0.0625
-7.500 -0.3359 0.12516 0.12078 -0.0291 1.0000 0.0630
-7.250 -0.3337 0.12332 0.11898 -0.0281 1.0000 0.0636
-7.000 -0.3293 0.12100 0.11669 -0.0281 0.9996 0.0641
-6.750 -0.3163 0.11775 0.11344 -0.0308 0.9978 0.0650
-6.500 -0.3047 0.11436 0.11006 -0.0338 0.9957 0.0660
-6.250 -0.2973 0.11053 0.10621 -0.0381 0.9932 0.0667
-6.000 -0.2943 0.10652 0.10219 -0.0427 0.9900 0.0670
-5.750 -0.2781 0.10354 0.09924 -0.0438 0.9876 0.0673
-5.500 -0.2613 0.10088 0.09661 -0.0451 0.9852 0.0677
-5.250 -0.2456 0.09813 0.09388 -0.0472 0.9829 0.0683
-5.000 -0.2301 0.09517 0.09093 -0.0501 0.9809 0.0690
-4.750 -0.2202 0.09240 0.08818 -0.0519 0.9765 0.0698
-4.500 -0.2120 0.08906 0.08485 -0.0556 0.9718 0.0714
-3.750 -0.1818 0.07866 0.07447 -0.0667 0.9557 0.0727
-3.500 -0.1559 0.07547 0.07129 -0.0706 0.9511 0.0733
-3.250 -0.1432 0.07245 0.06828 -0.0730 0.9413 0.0739
-3.000 -0.1155 0.06844 0.06425 -0.0794 0.9368 0.0749
-2.750 -0.1189 0.06315 0.05880 -0.0870 0.9253 0.0775
-2.500 -0.0905 0.05801 0.05350 -0.0942 0.9203 0.0776
-2.250 -0.0849 0.05345 0.04884 -0.0943 0.9102 0.0721
-2.000 -0.0554 0.05054 0.04588 -0.0972 0.9037 0.0724
-1.750 -0.0305 0.05120 0.04670 -0.0953 0.8924 0.0760
-1.500 -0.0040 0.04735 0.04271 -0.0989 0.8839 0.0744
-1.250 0.0123 0.04485 0.04011 -0.0991 0.8702 0.0749
-1.000 0.0355 0.04186 0.03697 -0.1005 0.8561 0.0748
-0.750 0.0600 0.03860 0.03348 -0.1020 0.8404 0.0741
-0.500 0.0839 0.03600 0.03067 -0.1025 0.8176 0.0741
-0.250 0.1125 0.03390 0.02830 -0.1034 0.7795 0.0749
0.000 0.1368 0.03192 0.02582 -0.1031 0.7047 0.0758
0.250 0.1309 0.03204 0.02463 -0.0965 0.4601 0.0759
0.500 0.1203 0.03304 0.02420 -0.0899 0.1136 0.0759
0.750 0.1381 0.03148 0.02237 -0.0883 0.0975 0.0761
1.000 0.1572 0.02984 0.02047 -0.0868 0.0919 0.0765
1.250 0.1762 0.02772 0.01790 -0.0850 0.0888 0.0778
1.500 0.1970 0.02728 0.01743 -0.0836 0.0857 0.0782
1.750 0.2181 0.02660 0.01668 -0.0822 0.0833 0.0786
2.000 0.2392 0.02594 0.01592 -0.0806 0.0812 0.0789
2.250 0.2599 0.02537 0.01523 -0.0790 0.0793 0.0793
2.500 0.2808 0.02481 0.01455 -0.0774 0.0781 0.0797
2.750 0.3020 0.02433 0.01397 -0.0758 0.0771 0.0804
3.000 0.3231 0.02391 0.01343 -0.0741 0.0761 0.0813
3.250 0.3441 0.02348 0.01285 -0.0723 0.0752 0.0821
3.500 0.3649 0.02311 0.01231 -0.0705 0.0744 0.0826
3.750 0.3856 0.02285 0.01190 -0.0687 0.0736 0.0831
4.000 0.4063 0.02269 0.01158 -0.0668 0.0729 0.0835
4.250 0.4266 0.02261 0.01143 -0.0650 0.0723 0.0839
4.500 0.4469 0.02267 0.01146 -0.0632 0.0717 0.0845
4.750 0.4682 0.02276 0.01153 -0.0616 0.0712 0.0852
5.000 0.4902 0.02282 0.01158 -0.0601 0.0706 0.0860
5.250 0.5125 0.02287 0.01161 -0.0586 0.0698 0.0868
5.500 0.5351 0.02296 0.01165 -0.0571 0.0690 0.0874
5.750 0.5583 0.02308 0.01173 -0.0558 0.0684 0.0879
6.000 0.5821 0.02325 0.01186 -0.0545 0.0678 0.0885
6.250 0.6066 0.02348 0.01204 -0.0534 0.0673 0.0891
6.500 0.6317 0.02376 0.01227 -0.0524 0.0668 0.0898
6.750 0.6572 0.02404 0.01255 -0.0516 0.0664 0.0908
7.000 0.6833 0.02440 0.01292 -0.0509 0.0660 0.0918
7.250 0.7106 0.02485 0.01335 -0.0504 0.0655 0.0928
7.500 0.7386 0.02537 0.01385 -0.0500 0.0650 0.0936
7.750 0.7632 0.02572 0.01430 -0.0489 0.0645 0.0944
8.000 0.7881 0.02614 0.01480 -0.0479 0.0639 0.0953
8.250 0.8135 0.02664 0.01537 -0.0469 0.0633 0.0962
8.500 0.8393 0.02721 0.01600 -0.0461 0.0629 0.0972
8.750 0.8645 0.02779 0.01668 -0.0452 0.0624 0.0985
9.000 0.8897 0.02846 0.01744 -0.0443 0.0620 0.1003
9.250 0.9145 0.02917 0.01822 -0.0434 0.0616 0.1026
9.500 0.9388 0.02991 0.01901 -0.0424 0.0612 0.1047
9.750 0.9627 0.03066 0.01983 -0.0413 0.0608 0.1068
10.000 0.9862 0.03143 0.02064 -0.0402 0.0604 0.1095
10.250 1.0093 0.03223 0.02145 -0.0391 0.0600 0.1132
10.500 1.0326 0.03307 0.02232 -0.0380 0.0596 0.1193
10.750 1.0559 0.03414 0.02346 -0.0371 0.0592 0.1334
11.250 1.1140 0.03579 0.02716 -0.0381 0.0582 1.0000
11.500 1.1292 0.03721 0.02875 -0.0359 0.0578 1.0000
11.750 1.1428 0.03873 0.03043 -0.0334 0.0574 1.0000
12.000 1.1548 0.04031 0.03217 -0.0308 0.0571 1.0000
12.250 1.1651 0.04193 0.03396 -0.0281 0.0567 1.0000
12.500 1.1737 0.04351 0.03570 -0.0252 0.0563 1.0000
12.750 1.1812 0.04504 0.03736 -0.0223 0.0559 1.0000
13.000 1.1873 0.04652 0.03896 -0.0192 0.0555 1.0000
13.250 1.1918 0.04785 0.04037 -0.0159 0.0552 1.0000
13.500 1.1941 0.04932 0.04194 -0.0125 0.0549 1.0000
13.750 1.1949 0.05091 0.04364 -0.0091 0.0547 1.0000
14.000 1.1960 0.05248 0.04529 -0.0059 0.0545 1.0000
14.250 1.1945 0.05430 0.04722 -0.0028 0.0544 1.0000
14.500 1.1929 0.05616 0.04917 0.0001 0.0542 1.0000
14.750 1.1892 0.05823 0.05134 0.0028 0.0541 1.0000
15.000 1.1880 0.06024 0.05342 0.0051 0.0540 1.0000
15.250 1.1788 0.06287 0.05618 0.0075 0.0539 1.0000
15.500 1.1536 0.06668 0.06023 0.0099 0.0537 1.0000
15.750 1.1198 0.07162 0.06546 0.0112 0.0537 1.0000
16.000 1.0668 0.07923 0.07345 0.0101 0.0536 1.0000
16.250 1.0212 0.08764 0.08214 0.0066 0.0536 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)