Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.16 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-060-050-gn-50000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-50000-n1.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.750 -0.2537 0.10399 0.09490 -0.0468 0.9462 0.0478
-5.500 -0.2477 0.10132 0.09226 -0.0479 0.9406 0.0484
-5.250 -0.2425 0.09842 0.08938 -0.0493 0.9351 0.0492
-5.000 -0.2377 0.09604 0.08706 -0.0499 0.9283 0.0498
-4.750 -0.2310 0.09355 0.08461 -0.0509 0.9224 0.0502
-4.500 -0.2256 0.09108 0.08219 -0.0517 0.9159 0.0506
-4.250 -0.2219 0.08864 0.07980 -0.0523 0.9086 0.0508
-4.000 -0.2163 0.08606 0.07725 -0.0535 0.9023 0.0510
-3.750 -0.2162 0.08376 0.07500 -0.0535 0.8936 0.0513
-3.500 -0.2151 0.08124 0.07252 -0.0543 0.8856 0.0519
-3.250 -0.2157 0.07862 0.06994 -0.0550 0.8765 0.0526
-3.000 -0.2133 0.07552 0.06684 -0.0567 0.8677 0.0533
-2.750 -0.2072 0.07284 0.06418 -0.0580 0.8604 0.0538
-2.500 -0.2023 0.07037 0.06173 -0.0585 0.8518 0.0541
-2.250 -0.1921 0.06761 0.05895 -0.0600 0.8453 0.0544
-2.000 -0.1852 0.06514 0.05646 -0.0604 0.8372 0.0546
-1.750 -0.1750 0.06258 0.05387 -0.0612 0.8296 0.0550
-1.250 -0.1510 0.05718 0.04832 -0.0630 0.8154 0.0569
-1.000 -0.1361 0.05433 0.04535 -0.0640 0.8085 0.0577
-0.500 -0.1031 0.05014 0.04102 -0.0642 0.7956 0.0583
-0.250 -0.0848 0.04817 0.03897 -0.0642 0.7891 0.0585
0.000 -0.0629 0.04618 0.03687 -0.0647 0.7840 0.0592
0.250 -0.0449 0.04434 0.03491 -0.0643 0.7771 0.0603
0.500 -0.0247 0.04238 0.03279 -0.0640 0.7703 0.0614
0.750 -0.0006 0.04043 0.03065 -0.0642 0.7637 0.0620
1.000 0.0193 0.03889 0.02897 -0.0632 0.7492 0.0623
1.250 0.0448 0.03741 0.02734 -0.0627 0.7228 0.0626
1.500 0.1092 0.03659 0.02379 -0.0674 0.2437 0.0639
1.750 0.1179 0.03705 0.02328 -0.0649 0.0898 0.0647
2.000 0.1388 0.03616 0.02214 -0.0637 0.0826 0.0656
2.250 0.1601 0.03531 0.02107 -0.0625 0.0786 0.0662
2.500 0.1818 0.03457 0.02016 -0.0613 0.0757 0.0665
2.750 0.2037 0.03392 0.01933 -0.0601 0.0731 0.0669
3.000 0.2254 0.03349 0.01879 -0.0588 0.0712 0.0675
3.250 0.2471 0.03317 0.01839 -0.0575 0.0692 0.0683
3.500 0.2688 0.03286 0.01799 -0.0561 0.0676 0.0693
3.750 0.2906 0.03257 0.01759 -0.0548 0.0664 0.0701
4.000 0.3127 0.03233 0.01724 -0.0534 0.0655 0.0707
4.250 0.3346 0.03216 0.01697 -0.0520 0.0647 0.0710
4.500 0.3559 0.03203 0.01679 -0.0505 0.0637 0.0713
4.750 0.3779 0.03199 0.01668 -0.0490 0.0626 0.0716
5.000 0.4005 0.03204 0.01665 -0.0477 0.0614 0.0723
5.250 0.4221 0.03219 0.01678 -0.0463 0.0604 0.0731
5.500 0.4435 0.03237 0.01693 -0.0449 0.0596 0.0741
5.750 0.4648 0.03257 0.01709 -0.0435 0.0589 0.0751
6.000 0.4860 0.03279 0.01730 -0.0420 0.0586 0.0759
6.250 0.5070 0.03306 0.01757 -0.0405 0.0582 0.0763
6.500 0.5281 0.03337 0.01788 -0.0390 0.0579 0.0767
6.750 0.5493 0.03373 0.01823 -0.0375 0.0576 0.0771
7.000 0.5709 0.03412 0.01863 -0.0361 0.0572 0.0775
7.250 0.5929 0.03454 0.01909 -0.0349 0.0567 0.0782
7.500 0.6156 0.03499 0.01957 -0.0337 0.0560 0.0793
7.750 0.6389 0.03547 0.02007 -0.0326 0.0554 0.0807
8.000 0.6629 0.03596 0.02057 -0.0316 0.0546 0.0821
8.250 0.6874 0.03648 0.02108 -0.0307 0.0540 0.0834
8.500 0.7138 0.03705 0.02170 -0.0300 0.0534 0.0843
8.750 0.7411 0.03769 0.02242 -0.0295 0.0529 0.0856
9.000 0.7687 0.03842 0.02320 -0.0290 0.0526 0.0875
9.250 0.7961 0.03922 0.02407 -0.0285 0.0523 0.0899
9.500 0.8231 0.04010 0.02506 -0.0280 0.0520 0.0922
9.750 0.8491 0.04107 0.02612 -0.0274 0.0517 0.0952
10.000 0.8738 0.04211 0.02730 -0.0267 0.0513 0.0986
10.250 0.8965 0.04321 0.02853 -0.0257 0.0508 0.1030
10.500 0.9171 0.04434 0.02981 -0.0245 0.0502 0.1095
11.000 0.9586 0.04531 0.03270 -0.0230 0.0491 1.0000
11.250 0.9730 0.04667 0.03410 -0.0211 0.0487 1.0000
11.500 0.9869 0.04841 0.03601 -0.0192 0.0483 1.0000
11.750 0.9978 0.05024 0.03800 -0.0171 0.0480 1.0000
12.000 1.0056 0.05217 0.04009 -0.0148 0.0478 1.0000
12.250 1.0104 0.05424 0.04235 -0.0124 0.0476 1.0000
12.500 1.0114 0.05653 0.04485 -0.0099 0.0473 1.0000
12.750 1.0088 0.05903 0.04756 -0.0073 0.0470 1.0000
13.000 1.0023 0.06180 0.05057 -0.0050 0.0466 1.0000
13.250 0.9919 0.06492 0.05391 -0.0029 0.0463 1.0000
13.500 0.9775 0.06850 0.05773 -0.0014 0.0459 1.0000
13.750 0.9581 0.07278 0.06225 -0.0007 0.0456 1.0000
14.000 0.9327 0.07816 0.06789 -0.0013 0.0453 1.0000
14.250 0.8978 0.08561 0.07564 -0.0041 0.0451 1.0000
14.500 0.8541 0.09633 0.08666 -0.0106 0.0447 1.0000
14.750 0.8193 0.10821 0.09876 -0.0186 0.0443 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)