Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 31.39 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-100-050-gn-100000.txt Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.000 -0.3984 0.12827 0.12347 -0.0080 1.0000 0.0645
-4.750 -0.4084 0.12754 0.12277 -0.0063 1.0000 0.0651
-4.500 -0.4202 0.12725 0.12253 -0.0052 1.0000 0.0655
-4.250 -0.4260 0.12707 0.12236 -0.0071 1.0000 0.0657
-4.000 -0.4251 0.12454 0.11986 -0.0070 1.0000 0.0659
-3.750 -0.4227 0.12114 0.11649 -0.0048 1.0000 0.0662
-3.500 -0.4195 0.11843 0.11381 -0.0040 0.9997 0.0668
-3.250 -0.4057 0.11579 0.11117 -0.0062 0.9966 0.0676
-3.000 -0.3906 0.11343 0.10881 -0.0091 0.9936 0.0686
-2.750 -0.3800 0.11112 0.10649 -0.0112 0.9905 0.0696
-2.500 -0.3528 0.10899 0.10431 -0.0183 0.9849 0.0716
-2.250 -0.3250 0.10743 0.10269 -0.0276 0.9815 0.0725
-2.000 -0.3174 0.10387 0.09916 -0.0261 0.9768 0.0730
-1.750 -0.2975 0.10112 0.09642 -0.0283 0.9727 0.0741
-1.500 -0.2849 0.09895 0.09425 -0.0297 0.9701 0.0751
-1.250 -0.2625 0.09645 0.09173 -0.0333 0.9632 0.0768
-1.000 -0.1934 0.09564 0.09070 -0.0510 0.9586 0.0800
-0.750 -0.1963 0.09251 0.08764 -0.0473 0.9569 0.0805
-0.500 -0.1834 0.08966 0.08483 -0.0472 0.9496 0.0814
-0.250 -0.1470 0.08768 0.08281 -0.0524 0.9446 0.0838
0.000 -0.1302 0.08595 0.08107 -0.0543 0.9428 0.0858
0.250 -0.0719 0.08482 0.07974 -0.0665 0.9345 0.0889
0.500 -0.0428 0.08197 0.07694 -0.0687 0.9291 0.0903
0.750 -0.0368 0.08023 0.07523 -0.0674 0.9274 0.0917
1.000 -0.0052 0.07839 0.07334 -0.0711 0.9174 0.0955
1.250 0.0585 0.07746 0.07225 -0.0820 0.9125 0.0996
1.500 0.1348 0.07186 0.06657 -0.0903 0.8668 0.1049
1.750 0.1946 0.07087 0.06539 -0.0991 0.8602 0.1109
2.000 0.2023 0.06926 0.06387 -0.0974 0.8543 0.1127
2.250 0.2394 0.06797 0.06255 -0.1008 0.8491 0.1186
2.500 0.2909 0.06692 0.06137 -0.1070 0.8437 0.1245
2.750 0.2967 0.06607 0.06059 -0.1052 0.8377 0.1267
3.000 0.3504 0.06638 0.06067 -0.1113 0.8322 0.1372
3.250 0.3925 0.06358 0.05800 -0.1143 0.8278 0.1419
3.500 0.4414 0.06114 0.05546 -0.1176 0.8070 0.1545
3.750 0.5907 0.05131 0.04543 -0.1312 0.7765 0.1865
4.000 0.6471 0.04678 0.04093 -0.1336 0.7606 0.2056
4.250 0.7426 0.03798 0.03212 -0.1383 0.7352 0.2560
4.500 0.7873 0.03231 0.02646 -0.1364 0.6927 0.2938
4.750 0.8264 0.02863 0.02133 -0.1337 0.4490 0.3503
5.000 0.7970 0.03201 0.02317 -0.1253 0.1664 0.3534
5.250 0.8035 0.03256 0.02338 -0.1221 0.1211 0.3989
5.500 0.8168 0.03221 0.02304 -0.1197 0.1127 0.4397
5.750 0.8322 0.03203 0.02288 -0.1177 0.1079 0.4819
6.000 0.8472 0.03199 0.02285 -0.1157 0.1046 0.5112
6.250 0.8622 0.03251 0.02334 -0.1138 0.1022 0.5263
6.500 0.8814 0.03326 0.02406 -0.1124 0.1005 0.5230
6.750 0.9023 0.03434 0.02505 -0.1114 0.0988 0.4841
7.000 0.9484 0.03615 0.02592 -0.1125 0.0970 0.1931
7.250 0.9674 0.03663 0.02620 -0.1107 0.0951 0.1770
7.500 0.9880 0.03722 0.02650 -0.1089 0.0931 0.1657
7.750 1.0134 0.03755 0.02665 -0.1080 0.0918 0.1599
8.000 1.0514 0.03794 0.02665 -0.1084 0.0908 0.1530
8.250 1.1054 0.03842 0.02682 -0.1111 0.0901 0.1513
8.500 1.1734 0.03911 0.02732 -0.1162 0.0899 0.1565
8.750 1.2524 0.04065 0.02868 -0.1234 0.0895 0.1642
9.000 1.3016 0.04207 0.03015 -0.1264 0.0890 0.1735
9.250 1.3683 0.04458 0.03276 -0.1326 0.0896 0.2093
9.500 1.3919 0.04434 0.03354 -0.1311 0.0907 1.0000
9.750 1.4134 0.04562 0.03511 -0.1287 0.0938 1.0000
10.000 1.4582 0.04884 0.03853 -0.1307 0.0986 1.0000
10.250 1.5172 0.05406 0.04366 -0.1359 0.1028 1.0000
10.500 1.5139 0.05405 0.04447 -0.1285 0.1106 1.0000
13.250 1.0761 0.14245 0.13727 -0.1077 0.2906 0.1761
13.500 0.8785 0.15007 0.14547 -0.1025 0.2570 0.1655
13.750 0.8719 0.15318 0.14856 -0.1032 0.2433 0.1666
14.000 1.0751 0.15213 0.14689 -0.1073 0.2405 0.2064
14.250 1.1355 0.14972 0.14517 -0.1004 0.2354 1.0000
14.500 0.9262 0.16073 0.15612 -0.0996 0.2161 0.2018
14.750 0.9020 0.16338 0.15878 -0.1026 0.2020 0.1964
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)