Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-080-050-gn-50000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-50000-n1.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.1867 0.11257 0.10341 -0.0672 0.9060 0.0352
-7.000 -0.1816 0.11036 0.10123 -0.0674 0.9007 0.0354
-6.750 -0.1747 0.10806 0.09895 -0.0681 0.8961 0.0359
-6.500 -0.1669 0.10559 0.09650 -0.0692 0.8921 0.0366
-6.250 -0.1638 0.10349 0.09442 -0.0692 0.8862 0.0372
-6.000 -0.1587 0.10142 0.09240 -0.0694 0.8807 0.0377
-5.750 -0.1517 0.09922 0.09022 -0.0700 0.8760 0.0380
-5.500 -0.1471 0.09717 0.08821 -0.0701 0.8705 0.0381
-5.250 -0.1449 0.09530 0.08638 -0.0696 0.8640 0.0383
-5.000 -0.1403 0.09323 0.08434 -0.0698 0.8585 0.0384
-4.750 -0.1380 0.09135 0.08250 -0.0694 0.8524 0.0386
-4.500 -0.1392 0.08973 0.08093 -0.0683 0.8450 0.0390
-4.250 -0.1358 0.08768 0.07891 -0.0684 0.8391 0.0396
-4.000 -0.1342 0.08569 0.07695 -0.0683 0.8319 0.0402
-3.750 -0.1309 0.08354 0.07484 -0.0685 0.8249 0.0408
-3.500 -0.1222 0.08125 0.07256 -0.0695 0.8197 0.0411
-3.250 -0.1182 0.07935 0.07070 -0.0693 0.8125 0.0413
-3.000 -0.1108 0.07726 0.06862 -0.0697 0.8062 0.0414
-2.750 -0.0989 0.07493 0.06629 -0.0710 0.8013 0.0416
-2.500 -0.0908 0.07294 0.06432 -0.0712 0.7946 0.0418
-2.250 -0.0799 0.07086 0.06224 -0.0720 0.7884 0.0424
-2.000 -0.0641 0.06848 0.05984 -0.0737 0.7835 0.0433
-1.750 -0.0495 0.06619 0.05751 -0.0751 0.7777 0.0441
-1.500 -0.0349 0.06401 0.05531 -0.0762 0.7714 0.0445
-1.250 -0.0158 0.06171 0.05297 -0.0779 0.7665 0.0447
-0.750 0.0225 0.05769 0.04889 -0.0802 0.7560 0.0451
-0.500 0.0434 0.05580 0.04695 -0.0814 0.7507 0.0458
-0.250 0.0684 0.05373 0.04481 -0.0833 0.7464 0.0469
0.000 0.0946 0.05160 0.04258 -0.0852 0.7422 0.0478
0.250 0.1159 0.04989 0.04081 -0.0860 0.7362 0.0481
0.500 0.1409 0.04809 0.03893 -0.0872 0.7313 0.0483
0.750 0.1686 0.04626 0.03701 -0.0887 0.7272 0.0486
1.000 0.1945 0.04485 0.03553 -0.0895 0.7228 0.0493
1.250 0.2175 0.04364 0.03426 -0.0898 0.7169 0.0503
1.500 0.2445 0.04218 0.03269 -0.0905 0.7121 0.0513
1.750 0.2731 0.04072 0.03112 -0.0914 0.7079 0.0517
2.000 0.3002 0.03945 0.02974 -0.0918 0.7035 0.0520
2.250 0.3241 0.03845 0.02865 -0.0917 0.6976 0.0523
2.500 0.3512 0.03737 0.02747 -0.0918 0.6909 0.0531
2.750 0.3756 0.03647 0.02648 -0.0911 0.6723 0.0542
3.000 0.4062 0.03503 0.02478 -0.0907 0.6296 0.0552
3.500 0.4527 0.03563 0.02165 -0.0875 0.0647 0.0558
3.750 0.4756 0.03527 0.02110 -0.0867 0.0604 0.0561
4.000 0.4984 0.03489 0.02049 -0.0858 0.0572 0.0571
4.250 0.5194 0.03484 0.02035 -0.0846 0.0549 0.0581
4.500 0.5405 0.03477 0.02019 -0.0834 0.0530 0.0590
4.750 0.5614 0.03475 0.02006 -0.0821 0.0512 0.0595
5.000 0.5837 0.03483 0.01998 -0.0811 0.0497 0.0598
5.250 0.6062 0.03496 0.01996 -0.0800 0.0486 0.0601
5.500 0.6280 0.03516 0.02005 -0.0789 0.0479 0.0604
5.750 0.6492 0.03541 0.02022 -0.0777 0.0470 0.0608
6.000 0.6698 0.03572 0.02042 -0.0763 0.0460 0.0621
6.250 0.6889 0.03616 0.02086 -0.0749 0.0450 0.0630
6.500 0.7076 0.03664 0.02132 -0.0735 0.0441 0.0640
6.750 0.7261 0.03713 0.02179 -0.0720 0.0433 0.0648
7.000 0.7444 0.03766 0.02234 -0.0705 0.0425 0.0652
7.250 0.7622 0.03825 0.02294 -0.0689 0.0420 0.0656
7.500 0.7795 0.03890 0.02362 -0.0673 0.0417 0.0660
7.750 0.7967 0.03960 0.02434 -0.0657 0.0414 0.0666
8.000 0.8138 0.04035 0.02512 -0.0642 0.0411 0.0678
8.250 0.8310 0.04112 0.02595 -0.0627 0.0409 0.0692
8.500 0.8487 0.04191 0.02679 -0.0612 0.0407 0.0708
8.750 0.8670 0.04271 0.02763 -0.0598 0.0404 0.0722
9.000 0.8860 0.04351 0.02845 -0.0584 0.0401 0.0733
9.250 0.9058 0.04429 0.02931 -0.0572 0.0397 0.0750
9.500 0.9263 0.04507 0.03013 -0.0560 0.0391 0.0775
9.750 0.9486 0.04583 0.03094 -0.0550 0.0385 0.0803
10.000 0.9739 0.04654 0.03178 -0.0541 0.0377 0.0841
10.250 1.0003 0.04728 0.03266 -0.0534 0.0370 0.0893
10.500 1.0268 0.04811 0.03362 -0.0528 0.0366 0.0982
11.000 1.0766 0.04894 0.03588 -0.0515 0.0362 1.0000
11.250 1.1006 0.05021 0.03719 -0.0507 0.0360 1.0000
11.500 1.1229 0.05162 0.03867 -0.0498 0.0357 1.0000
11.750 1.1428 0.05316 0.04031 -0.0487 0.0355 1.0000
12.000 1.1594 0.05478 0.04205 -0.0474 0.0351 1.0000
12.250 1.1732 0.05649 0.04388 -0.0459 0.0347 1.0000
12.500 1.1844 0.05827 0.04578 -0.0443 0.0344 1.0000
12.750 1.1949 0.06043 0.04815 -0.0426 0.0339 1.0000
13.000 1.2024 0.06294 0.05094 -0.0409 0.0333 1.0000
13.250 1.2056 0.06561 0.05387 -0.0390 0.0329 1.0000
13.500 1.2054 0.06847 0.05697 -0.0372 0.0327 1.0000
13.750 1.2019 0.07157 0.06031 -0.0354 0.0326 1.0000
14.000 1.1947 0.07502 0.06402 -0.0339 0.0325 1.0000
14.250 1.1838 0.07887 0.06814 -0.0326 0.0324 1.0000
14.500 1.1695 0.08322 0.07277 -0.0319 0.0323 1.0000
14.750 1.1510 0.08825 0.07806 -0.0319 0.0322 1.0000
15.000 1.1283 0.09417 0.08425 -0.0329 0.0322 1.0000
15.250 1.1009 0.10134 0.09170 -0.0353 0.0321 1.0000
15.500 1.0674 0.11060 0.10126 -0.0400 0.0321 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)