Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 34.91 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-100-050-gn-200000.txt Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.000 -0.0842 0.10650 0.10239 -0.0881 0.9296 0.0499
-5.750 -0.1069 0.10722 0.10316 -0.0828 0.9190 0.0500
-5.500 -0.0970 0.10473 0.10068 -0.0849 0.9160 0.0502
-5.250 -0.0741 0.10046 0.09640 -0.0865 0.9149 0.0505
-5.000 -0.0837 0.09963 0.09561 -0.0823 0.9072 0.0508
-4.750 -0.0806 0.09794 0.09395 -0.0816 0.9022 0.0511
-4.500 -0.0647 0.09534 0.09134 -0.0840 0.8996 0.0518
-4.250 -0.0430 0.09243 0.08842 -0.0878 0.8977 0.0526
-4.000 -0.0623 0.09233 0.08836 -0.0822 0.8869 0.0529
-3.750 -0.0448 0.08974 0.08576 -0.0853 0.8836 0.0538
-3.250 -0.0248 0.08683 0.08281 -0.0922 0.8698 0.0549
-3.000 -0.0117 0.08357 0.07958 -0.0910 0.8675 0.0551
-2.750 0.0089 0.08069 0.07670 -0.0927 0.8656 0.0556
-2.500 0.0360 0.07787 0.07387 -0.0963 0.8641 0.0564
-2.250 0.0224 0.07755 0.07358 -0.0916 0.8534 0.0567
-2.000 0.0470 0.07505 0.07105 -0.0950 0.8504 0.0579
-1.750 0.1111 0.07245 0.06826 -0.1110 0.8482 0.0600
-1.500 0.1277 0.06911 0.06497 -0.1100 0.8470 0.0603
-1.250 0.1161 0.06859 0.06450 -0.1048 0.8368 0.0605
-1.000 0.1374 0.06631 0.06222 -0.1059 0.8338 0.0613
-0.750 0.1688 0.06392 0.05981 -0.1095 0.8318 0.0626
-0.500 0.2114 0.06140 0.05722 -0.1155 0.8305 0.0647
-0.250 0.2673 0.05846 0.05416 -0.1250 0.8295 0.0662
0.000 0.2564 0.05828 0.05402 -0.1197 0.8187 0.0665
0.250 0.2813 0.05631 0.05207 -0.1209 0.8161 0.0675
0.500 0.3181 0.05426 0.04999 -0.1245 0.8144 0.0696
0.750 0.3813 0.05191 0.04744 -0.1341 0.8134 0.0728
1.000 0.4236 0.04849 0.04405 -0.1373 0.8123 0.0740
1.250 0.5459 0.04111 0.03641 -0.1541 0.8119 0.0806
1.500 0.6134 0.03664 0.03195 -0.1614 0.8115 0.0835
1.750 0.6113 0.03645 0.03176 -0.1563 0.7989 0.0851
2.000 0.7441 0.02947 0.02452 -0.1751 0.7929 0.0931
2.250 0.7740 0.02790 0.02273 -0.1747 0.7738 0.0996
2.500 0.7911 0.02617 0.02093 -0.1720 0.7389 0.1013
2.750 0.8077 0.02517 0.01954 -0.1689 0.6623 0.1043
3.000 0.8091 0.02586 0.01922 -0.1627 0.5371 0.1106
3.250 0.7803 0.02740 0.01997 -0.1522 0.3944 0.1107
3.500 0.7509 0.02988 0.02145 -0.1426 0.1697 0.1107
3.750 0.7519 0.03036 0.02160 -0.1386 0.0855 0.1118
4.000 0.7674 0.03015 0.02138 -0.1367 0.0790 0.1142
4.250 0.7921 0.03024 0.02128 -0.1359 0.0759 0.1237
4.500 0.8074 0.02978 0.02092 -0.1342 0.0738 0.1262
4.750 0.8277 0.03012 0.02112 -0.1327 0.0719 0.1378
5.000 0.8408 0.02988 0.02098 -0.1306 0.0702 0.1406
5.500 0.8658 0.03065 0.02168 -0.1258 0.0677 0.1559
5.750 0.8824 0.03106 0.02201 -0.1239 0.0666 0.1697
6.000 0.8956 0.03121 0.02221 -0.1218 0.0660 0.1747
6.250 0.9106 0.03161 0.02258 -0.1198 0.0655 0.1895
6.500 0.9259 0.03205 0.02300 -0.1178 0.0649 0.2059
6.750 0.9416 0.03245 0.02340 -0.1160 0.0644 0.2249
7.500 1.0186 0.03270 0.02273 -0.1119 0.0634 0.1192
7.750 1.0451 0.03310 0.02287 -0.1109 0.0631 0.1096
8.000 1.0733 0.03345 0.02313 -0.1104 0.0625 0.1095
8.250 1.1047 0.03375 0.02336 -0.1105 0.0619 0.1085
8.500 1.1413 0.03419 0.02373 -0.1112 0.0614 0.1075
8.750 1.1836 0.03477 0.02431 -0.1127 0.0617 0.1075
9.000 1.2314 0.03564 0.02526 -0.1150 0.0626 0.1090
9.250 1.3019 0.03729 0.02706 -0.1211 0.0648 0.1151
9.500 1.4278 0.04219 0.03182 -0.1382 0.0683 0.1371
11.500 1.5298 0.06008 0.05359 -0.1148 0.1013 1.0000
11.750 1.5014 0.05933 0.05324 -0.1053 0.0981 1.0000
12.000 1.4926 0.06141 0.05549 -0.1001 0.0955 1.0000
12.250 1.4933 0.06408 0.05822 -0.0968 0.0934 1.0000
12.500 1.6126 0.07758 0.07100 -0.1127 0.0888 1.0000
12.750 1.5664 0.07521 0.06910 -0.1008 0.0872 1.0000
13.000 1.5391 0.07600 0.07014 -0.0929 0.0854 1.0000
13.250 1.5213 0.07805 0.07238 -0.0875 0.0838 1.0000
13.500 1.5074 0.08061 0.07508 -0.0833 0.0826 1.0000
13.750 1.4975 0.08347 0.07805 -0.0799 0.0815 1.0000
14.000 1.4982 0.08667 0.08128 -0.0779 0.0804 1.0000
14.250 1.2773 0.09647 0.09219 -0.0630 0.0866 1.0000
14.500 1.2335 0.10236 0.09831 -0.0621 0.0870 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)