Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 30.37 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-100-050-gn-100000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-100000-n1.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 = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.0670 0.11351 0.10668 -0.1044 0.8771 0.0223
-8.750 -0.0608 0.11140 0.10458 -0.1047 0.8729 0.0227
-8.500 -0.0524 0.10924 0.10242 -0.1055 0.8692 0.0230
-8.250 -0.0427 0.10690 0.10007 -0.1066 0.8658 0.0232
-7.750 -0.0276 0.10267 0.09585 -0.1077 0.8581 0.0235
-7.500 -0.0215 0.10069 0.09388 -0.1078 0.8537 0.0237
-7.250 -0.0132 0.09854 0.09173 -0.1084 0.8496 0.0239
-7.000 -0.0035 0.09628 0.08946 -0.1095 0.8462 0.0245
-6.750 -0.0014 0.09442 0.08762 -0.1089 0.8410 0.0253
-6.500 0.0032 0.09273 0.08596 -0.1084 0.8360 0.0256
-6.250 0.0103 0.09084 0.08408 -0.1086 0.8316 0.0258
-6.000 0.0177 0.08890 0.08214 -0.1089 0.8276 0.0259
-5.750 0.0163 0.08763 0.08091 -0.1070 0.8213 0.0261
-5.500 0.0183 0.08609 0.07939 -0.1059 0.8159 0.0262
-5.250 0.0225 0.08436 0.07767 -0.1055 0.8113 0.0264
-5.000 0.0173 0.08330 0.07665 -0.1027 0.8046 0.0267
-4.750 0.0190 0.08172 0.07510 -0.1017 0.7989 0.0269
-4.500 0.0258 0.07967 0.07305 -0.1020 0.7942 0.0277
-4.250 0.0262 0.07808 0.07149 -0.1008 0.7880 0.0283
-4.000 0.0305 0.07644 0.06987 -0.1003 0.7824 0.0285
-3.750 0.0401 0.07453 0.06795 -0.1008 0.7778 0.0287
-3.500 0.0480 0.07274 0.06618 -0.1010 0.7727 0.0288
-3.250 0.0542 0.07112 0.06458 -0.1006 0.7669 0.0290
-3.000 0.0660 0.06919 0.06265 -0.1014 0.7622 0.0292
-2.750 0.0822 0.06704 0.06047 -0.1031 0.7583 0.0294
-2.500 0.0922 0.06535 0.05878 -0.1033 0.7526 0.0300
-2.250 0.1068 0.06334 0.05677 -0.1045 0.7476 0.0309
-2.000 0.1265 0.06102 0.05441 -0.1068 0.7435 0.0315
-1.500 0.1655 0.05718 0.05052 -0.1101 0.7347 0.0318
-1.250 0.1865 0.05532 0.04865 -0.1118 0.7303 0.0320
-1.000 0.2116 0.05333 0.04662 -0.1142 0.7264 0.0324
-0.750 0.2403 0.05124 0.04447 -0.1172 0.7232 0.0333
-0.500 0.2663 0.04930 0.04248 -0.1196 0.7189 0.0344
-0.250 0.2927 0.04746 0.04059 -0.1219 0.7145 0.0347
0.000 0.3217 0.04565 0.03873 -0.1243 0.7106 0.0349
0.250 0.3524 0.04393 0.03696 -0.1268 0.7072 0.0352
0.500 0.3848 0.04222 0.03518 -0.1295 0.7043 0.0355
0.750 0.4115 0.04089 0.03381 -0.1310 0.6997 0.0365
1.000 0.4425 0.03933 0.03217 -0.1331 0.6955 0.0376
1.250 0.4746 0.03779 0.03055 -0.1353 0.6918 0.0380
1.500 0.5080 0.03627 0.02895 -0.1374 0.6885 0.0383
1.750 0.5392 0.03501 0.02763 -0.1390 0.6852 0.0385
2.000 0.5665 0.03404 0.02660 -0.1397 0.6778 0.0392
2.250 0.6091 0.03205 0.02431 -0.1424 0.6504 0.0408
2.500 0.6384 0.03115 0.02185 -0.1419 0.4358 0.0413
2.750 0.6193 0.03399 0.02315 -0.1349 0.1004 0.0413
3.000 0.6408 0.03371 0.02249 -0.1344 0.0441 0.0415
3.250 0.6675 0.03297 0.02157 -0.1345 0.0403 0.0418
3.750 0.7172 0.03194 0.02028 -0.1337 0.0356 0.0435
4.000 0.7423 0.03135 0.01951 -0.1333 0.0344 0.0445
4.250 0.7660 0.03092 0.01892 -0.1325 0.0338 0.0448
4.500 0.7890 0.03057 0.01841 -0.1316 0.0333 0.0451
4.750 0.8115 0.03029 0.01798 -0.1306 0.0326 0.0454
5.000 0.8329 0.03017 0.01774 -0.1294 0.0317 0.0463
5.250 0.8532 0.03027 0.01777 -0.1281 0.0310 0.0472
5.500 0.8730 0.03036 0.01777 -0.1267 0.0300 0.0480
5.750 0.8923 0.03051 0.01783 -0.1252 0.0292 0.0483
6.000 0.9109 0.03074 0.01799 -0.1236 0.0288 0.0485
6.250 0.9297 0.03104 0.01826 -0.1221 0.0283 0.0487
6.500 0.9489 0.03145 0.01863 -0.1207 0.0281 0.0490
6.750 0.9679 0.03193 0.01909 -0.1193 0.0278 0.0493
7.000 0.9862 0.03247 0.01961 -0.1178 0.0276 0.0499
7.250 1.0030 0.03311 0.02027 -0.1162 0.0274 0.0507
7.500 1.0190 0.03380 0.02099 -0.1144 0.0272 0.0516
7.750 1.0345 0.03452 0.02175 -0.1126 0.0271 0.0525
8.000 1.0495 0.03531 0.02256 -0.1108 0.0269 0.0530
8.250 1.0639 0.03615 0.02342 -0.1089 0.0268 0.0533
8.500 1.0780 0.03704 0.02435 -0.1071 0.0266 0.0536
8.750 1.0917 0.03799 0.02533 -0.1052 0.0265 0.0540
9.000 1.1053 0.03898 0.02635 -0.1033 0.0263 0.0544
9.250 1.1189 0.03999 0.02740 -0.1015 0.0261 0.0550
9.500 1.1327 0.04101 0.02846 -0.0998 0.0259 0.0562
9.750 1.1467 0.04205 0.02954 -0.0981 0.0256 0.0578
10.000 1.1611 0.04308 0.03058 -0.0965 0.0252 0.0595
10.250 1.1759 0.04411 0.03164 -0.0949 0.0249 0.0607
10.500 1.1909 0.04517 0.03273 -0.0934 0.0246 0.0627
10.750 1.2067 0.04625 0.03389 -0.0919 0.0242 0.0656
11.000 1.2231 0.04734 0.03505 -0.0904 0.0240 0.0696
11.250 1.2404 0.04842 0.03621 -0.0891 0.0238 0.0767
11.500 1.2587 0.04861 0.03756 -0.0884 0.0236 1.0000
11.750 1.2767 0.04974 0.03873 -0.0871 0.0234 1.0000
12.000 1.2953 0.05090 0.03992 -0.0858 0.0233 1.0000
12.250 1.3140 0.05211 0.04118 -0.0846 0.0231 1.0000
12.500 1.3329 0.05338 0.04253 -0.0834 0.0229 1.0000
12.750 1.3511 0.05472 0.04397 -0.0823 0.0226 1.0000
13.000 1.3683 0.05616 0.04551 -0.0810 0.0223 1.0000
13.250 1.3837 0.05769 0.04716 -0.0797 0.0219 1.0000
13.500 1.3971 0.05932 0.04892 -0.0784 0.0216 1.0000
13.750 1.4084 0.06102 0.05075 -0.0769 0.0213 1.0000
14.000 1.4186 0.06286 0.05273 -0.0754 0.0211 1.0000
14.250 1.4282 0.06493 0.05496 -0.0739 0.0209 1.0000
14.500 1.4370 0.06742 0.05769 -0.0724 0.0207 1.0000
14.750 1.4424 0.07016 0.06069 -0.0708 0.0205 1.0000
15.000 1.4443 0.07317 0.06397 -0.0692 0.0204 1.0000
15.250 1.4426 0.07648 0.06755 -0.0676 0.0202 1.0000
15.500 1.4376 0.08011 0.07146 -0.0661 0.0201 1.0000
15.750 1.4297 0.08403 0.07566 -0.0649 0.0200 1.0000
16.000 1.4184 0.08842 0.08034 -0.0639 0.0198 1.0000
16.250 1.4040 0.09328 0.08549 -0.0634 0.0197 1.0000
16.500 1.3866 0.09873 0.09123 -0.0634 0.0195 1.0000
16.750 1.3658 0.10487 0.09767 -0.0643 0.0193 1.0000
17.000 1.3423 0.11179 0.10488 -0.0661 0.0192 1.0000
17.250 1.3142 0.12009 0.11347 -0.0695 0.0190 1.0000
17.500 1.2799 0.13062 0.12430 -0.0752 0.0189 1.0000
17.750 1.2279 0.14808 0.14210 -0.0869 0.0187 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)