Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 29.02 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-100-050-gn-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.1246 0.11937 0.11340 -0.0815 0.9391 0.0539
-7.250 -0.1188 0.11761 0.11165 -0.0827 0.9349 0.0545
-7.000 -0.1106 0.11603 0.11006 -0.0857 0.9316 0.0548
-6.750 -0.0941 0.11232 0.10636 -0.0873 0.9300 0.0551
-6.500 -0.0945 0.11064 0.10471 -0.0852 0.9239 0.0554
-6.250 -0.0878 0.10853 0.10263 -0.0852 0.9196 0.0559
-6.000 -0.0765 0.10616 0.10025 -0.0866 0.9166 0.0565
-5.750 -0.0627 0.10367 0.09777 -0.0888 0.9142 0.0573
-5.500 -0.0700 0.10283 0.09697 -0.0857 0.9065 0.0578
-5.250 -0.0659 0.10117 0.09532 -0.0858 0.9017 0.0586
-5.000 -0.0594 0.09968 0.09384 -0.0880 0.8980 0.0596
-4.750 -0.0701 0.09934 0.09354 -0.0854 0.8887 0.0598
-4.500 -0.0601 0.09687 0.09108 -0.0869 0.8844 0.0601
-4.250 -0.0448 0.09375 0.08797 -0.0875 0.8822 0.0606
-4.000 -0.0265 0.09089 0.08510 -0.0897 0.8802 0.0614
-3.750 -0.0393 0.09038 0.08465 -0.0852 0.8702 0.0617
-3.500 -0.0244 0.08798 0.08225 -0.0871 0.8666 0.0627
-3.250 -0.0045 0.08544 0.07969 -0.0903 0.8641 0.0639
-3.000 -0.0086 0.08460 0.07888 -0.0884 0.8555 0.0647
-2.500 0.0323 0.07974 0.07398 -0.0954 0.8482 0.0663
-2.250 0.0529 0.07698 0.07122 -0.0969 0.8463 0.0673
-2.000 0.0474 0.07620 0.07047 -0.0936 0.8371 0.0679
-1.750 0.0689 0.07394 0.06820 -0.0960 0.8334 0.0692
-1.500 0.1001 0.07154 0.06574 -0.1010 0.8309 0.0712
-1.250 0.1453 0.06900 0.06308 -0.1098 0.8291 0.0726
-1.000 0.1390 0.06789 0.06204 -0.1053 0.8203 0.0730
-0.750 0.1565 0.06577 0.05994 -0.1055 0.8167 0.0746
-0.500 0.1868 0.06361 0.05775 -0.1088 0.8143 0.0769
0.000 0.2704 0.05885 0.05281 -0.1205 0.8111 0.0807
0.250 0.2677 0.05831 0.05232 -0.1169 0.8013 0.0813
0.500 0.2941 0.05648 0.05049 -0.1184 0.7984 0.0833
0.750 0.3516 0.05507 0.04886 -0.1270 0.7965 0.0888
1.000 0.3744 0.05258 0.04645 -0.1273 0.7948 0.0901
1.250 0.4074 0.05065 0.04452 -0.1295 0.7934 0.0926
1.750 0.4607 0.04951 0.04319 -0.1327 0.7808 0.0991
2.000 0.4850 0.04754 0.04131 -0.1331 0.7787 0.1012
2.500 0.5580 0.04382 0.03747 -0.1368 0.7636 0.1120
2.750 0.6026 0.04036 0.03396 -0.1385 0.7513 0.1170
3.000 0.6618 0.03679 0.03021 -0.1427 0.7410 0.1249
3.250 0.6807 0.03556 0.02900 -0.1409 0.7252 0.1283
3.500 0.7116 0.03420 0.02752 -0.1409 0.7068 0.1390
3.750 0.7325 0.03297 0.02629 -0.1392 0.6817 0.1447
4.250 0.7985 0.02984 0.02029 -0.1371 0.3377 0.0868
4.500 0.7855 0.03243 0.02161 -0.1313 0.0918 0.0865
4.750 0.8045 0.03248 0.02141 -0.1298 0.0764 0.0868
5.000 0.8249 0.03240 0.02119 -0.1284 0.0707 0.0868
5.250 0.8439 0.03241 0.02107 -0.1269 0.0678 0.0861
5.500 0.8637 0.03240 0.02099 -0.1254 0.0656 0.0852
5.750 0.8828 0.03247 0.02099 -0.1238 0.0638 0.0846
6.000 0.9007 0.03269 0.02112 -0.1221 0.0624 0.0842
6.250 0.9175 0.03305 0.02141 -0.1203 0.0612 0.0849
6.500 0.9323 0.03359 0.02187 -0.1182 0.0601 0.0863
6.750 0.9457 0.03426 0.02247 -0.1159 0.0593 0.0871
7.000 0.9596 0.03488 0.02305 -0.1137 0.0587 0.0873
7.250 0.9739 0.03553 0.02368 -0.1116 0.0581 0.0875
7.500 0.9891 0.03625 0.02438 -0.1097 0.0573 0.0878
7.750 1.0056 0.03703 0.02509 -0.1081 0.0564 0.0883
8.000 1.0233 0.03782 0.02584 -0.1066 0.0553 0.0889
8.250 1.0422 0.03858 0.02656 -0.1053 0.0542 0.0901
8.500 1.0626 0.03935 0.02727 -0.1041 0.0531 0.0926
8.750 1.0863 0.04007 0.02788 -0.1032 0.0525 0.0955
9.000 1.1149 0.04074 0.02840 -0.1029 0.0519 0.0981
9.250 1.1488 0.04141 0.02896 -0.1032 0.0514 0.1008
9.500 1.1800 0.04211 0.02968 -0.1032 0.0511 0.1047
9.750 1.2135 0.04292 0.03050 -0.1034 0.0507 0.1108
10.000 1.2475 0.04383 0.03149 -0.1039 0.0502 0.1246
10.250 1.2799 0.04482 0.03268 -0.1042 0.0493 0.1675
10.500 1.3107 0.04517 0.03394 -0.1045 0.0484 1.0000
10.750 1.3400 0.04652 0.03528 -0.1044 0.0476 1.0000
11.000 1.3711 0.04808 0.03689 -0.1046 0.0472 1.0000
11.250 1.4005 0.04980 0.03869 -0.1047 0.0469 1.0000
11.500 1.4271 0.05165 0.04065 -0.1044 0.0466 1.0000
11.750 1.4508 0.05364 0.04278 -0.1037 0.0464 1.0000
12.000 1.4712 0.05574 0.04505 -0.1027 0.0462 1.0000
12.250 1.4887 0.05787 0.04733 -0.1014 0.0460 1.0000
12.500 1.5055 0.06004 0.04961 -0.1001 0.0456 1.0000
12.750 1.5296 0.06257 0.05215 -0.1001 0.0450 1.0000
13.000 1.5368 0.06507 0.05484 -0.0976 0.0446 1.0000
13.250 1.5305 0.06726 0.05737 -0.0932 0.0444 1.0000
13.500 1.5236 0.06972 0.06015 -0.0891 0.0442 1.0000
13.750 1.5184 0.07243 0.06313 -0.0856 0.0441 1.0000
14.000 1.5123 0.07529 0.06626 -0.0822 0.0441 1.0000
14.250 1.5041 0.07834 0.06956 -0.0790 0.0442 1.0000
14.500 1.4932 0.08157 0.07305 -0.0758 0.0442 1.0000
14.750 1.4808 0.08498 0.07671 -0.0729 0.0442 1.0000
15.000 1.4671 0.08859 0.08056 -0.0703 0.0443 1.0000
15.250 1.4518 0.09246 0.08466 -0.0681 0.0443 1.0000
15.500 1.4371 0.09647 0.08887 -0.0663 0.0444 1.0000
15.750 1.4218 0.10069 0.09330 -0.0650 0.0445 1.0000
16.000 1.4061 0.10513 0.09792 -0.0642 0.0446 1.0000
16.250 1.3933 0.10960 0.10255 -0.0639 0.0447 1.0000
16.750 1.2519 0.13332 0.12743 -0.0738 0.0468 1.0000
17.000 1.1992 0.14921 0.14362 -0.0847 0.0483 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)