Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 35.9 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-060-050-gn-500000.txt Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.250 -0.2698 0.10596 0.10323 -0.0432 0.9914 0.0592
-6.000 -0.2530 0.10281 0.10008 -0.0463 0.9887 0.0600
-5.750 -0.2761 0.09656 0.09379 -0.0568 0.9848 0.0622
-5.500 -0.2495 0.09257 0.08980 -0.0604 0.9829 0.0623
-5.250 -0.2174 0.08940 0.08664 -0.0628 0.9815 0.0625
-5.000 -0.1907 0.08642 0.08367 -0.0658 0.9799 0.0628
-4.750 -0.1767 0.08410 0.08138 -0.0667 0.9750 0.0631
-4.500 -0.1557 0.08127 0.07856 -0.0698 0.9718 0.0636
-4.250 -0.1338 0.07808 0.07537 -0.0740 0.9694 0.0643
-4.000 -0.1553 0.06861 0.06579 -0.0926 0.9577 0.0671
-3.750 -0.1282 0.06607 0.06328 -0.0938 0.9559 0.0672
-3.500 -0.0996 0.06373 0.06096 -0.0957 0.9542 0.0674
-3.250 -0.0676 0.06104 0.05828 -0.0995 0.9525 0.0677
-3.000 -0.0510 0.05889 0.05613 -0.1004 0.9435 0.0681
-2.750 -0.0322 0.04975 0.04659 -0.1163 0.9372 0.0722
-2.500 -0.0167 0.04787 0.04474 -0.1152 0.9275 0.0724
-2.250 0.0144 0.04587 0.04274 -0.1173 0.9197 0.0726
-2.000 0.0324 0.04431 0.04117 -0.1166 0.9046 0.0728
-1.750 0.0528 0.04279 0.03961 -0.1164 0.8877 0.0732
-1.500 0.0635 0.03786 0.03412 -0.1182 0.8776 0.0777
-1.250 0.0838 0.03601 0.03219 -0.1175 0.8429 0.0779
-1.000 0.0959 0.03508 0.03091 -0.1146 0.7584 0.0781
-0.750 0.0825 0.03576 0.03056 -0.1065 0.5301 0.0782
-0.500 0.0677 0.03740 0.03068 -0.0992 0.1021 0.0783
-0.250 0.0856 0.03647 0.02969 -0.0979 0.0905 0.0786
0.000 0.1043 0.03558 0.02875 -0.0967 0.0861 0.0790
0.250 0.1238 0.03459 0.02773 -0.0956 0.0840 0.0798
0.500 0.1436 0.03345 0.02650 -0.0944 0.0821 0.0811
0.750 0.1618 0.03058 0.02327 -0.0930 0.0809 0.0844
1.000 0.1816 0.02987 0.02254 -0.0917 0.0796 0.0848
1.250 0.2011 0.02923 0.02186 -0.0902 0.0784 0.0853
1.500 0.2219 0.02851 0.02110 -0.0888 0.0777 0.0863
1.750 0.2422 0.02679 0.01901 -0.0870 0.0771 0.0908
2.000 0.2628 0.02617 0.01841 -0.0856 0.0763 0.0913
2.250 0.2834 0.02566 0.01788 -0.0841 0.0755 0.0920
2.500 0.3042 0.02518 0.01735 -0.0825 0.0748 0.0930
2.750 0.3251 0.02431 0.01615 -0.0805 0.0741 0.0979
3.000 0.3453 0.02380 0.01564 -0.0789 0.0732 0.0985
3.250 0.3651 0.02349 0.01531 -0.0772 0.0726 0.0994
3.500 0.3845 0.02333 0.01510 -0.0752 0.0720 0.1007
3.750 0.4040 0.02315 0.01469 -0.0730 0.0715 0.1061
4.000 0.4255 0.02280 0.01436 -0.0716 0.0712 0.1071
4.250 0.4473 0.02262 0.01417 -0.0701 0.0710 0.1087
4.500 0.4699 0.02253 0.01390 -0.0684 0.0707 0.1148
4.750 0.4922 0.02224 0.01363 -0.0670 0.0703 0.1160
5.000 0.5174 0.02082 0.01168 -0.0648 0.0700 0.0979
5.250 0.5410 0.02069 0.01162 -0.0637 0.0695 0.0990
5.500 0.5657 0.02034 0.01116 -0.0623 0.0689 0.0939
5.750 0.5908 0.02023 0.01097 -0.0612 0.0685 0.0927
6.000 0.6166 0.02028 0.01095 -0.0602 0.0681 0.0921
6.250 0.6429 0.02043 0.01107 -0.0593 0.0676 0.0922
6.500 0.6698 0.02068 0.01131 -0.0586 0.0673 0.0928
6.750 0.6972 0.02099 0.01160 -0.0580 0.0669 0.0935
7.000 0.7248 0.02132 0.01191 -0.0575 0.0665 0.0940
7.250 0.7533 0.02174 0.01231 -0.0571 0.0662 0.0942
7.500 0.7828 0.02228 0.01283 -0.0569 0.0659 0.0947
7.750 0.8146 0.02310 0.01363 -0.0573 0.0655 0.0952
8.000 0.8457 0.02416 0.01471 -0.0575 0.0650 0.0957
8.250 0.8682 0.02443 0.01508 -0.0559 0.0647 0.0965
8.500 0.8931 0.02499 0.01571 -0.0548 0.0645 0.0973
8.750 0.9175 0.02556 0.01639 -0.0536 0.0642 0.0981
9.000 0.9423 0.02632 0.01726 -0.0525 0.0641 0.0989
9.250 0.9669 0.02721 0.01827 -0.0515 0.0640 0.1000
9.500 0.9908 0.02820 0.01938 -0.0503 0.0639 0.1011
9.750 1.0146 0.02938 0.02068 -0.0491 0.0640 0.1025
10.000 1.0364 0.03057 0.02201 -0.0476 0.0639 0.1038
10.250 1.0565 0.03178 0.02337 -0.0459 0.0637 0.1052
10.500 1.0764 0.03330 0.02505 -0.0442 0.0640 0.1079
10.750 1.0979 0.03528 0.02713 -0.0430 0.0644 0.1116
11.000 1.0888 0.04191 0.03479 -0.0362 0.0736 0.1117
11.250 1.1070 0.04316 0.03607 -0.0346 0.0730 0.1168
11.500 1.1259 0.04462 0.03757 -0.0332 0.0726 0.1323
11.750 1.1770 0.04642 0.04090 -0.0392 0.0720 1.0000
12.000 1.1340 0.04865 0.04397 -0.0283 0.0686 1.0000
12.250 1.1384 0.05037 0.04578 -0.0251 0.0679 1.0000
12.500 1.1432 0.05207 0.04755 -0.0220 0.0673 1.0000
12.750 1.1479 0.05374 0.04927 -0.0191 0.0669 1.0000
13.000 1.1520 0.05546 0.05104 -0.0162 0.0665 1.0000
13.250 1.1556 0.05721 0.05283 -0.0133 0.0663 1.0000
13.500 1.1590 0.05896 0.05459 -0.0104 0.0661 1.0000
13.750 1.1617 0.06090 0.05655 -0.0076 0.0659 1.0000
14.000 1.1717 0.06318 0.05882 -0.0061 0.0657 1.0000
14.250 1.2015 0.07036 0.06589 -0.0094 0.0651 1.0000
14.500 1.1710 0.07228 0.06798 -0.0030 0.0651 1.0000
14.750 1.1271 0.07466 0.07060 0.0029 0.0650 1.0000
15.000 1.0646 0.07878 0.07503 0.0069 0.0649 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)