Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 38.3 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-100-050-gn-200000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.0223 0.11159 0.10643 -0.1252 0.8939 0.0185
-9.750 -0.0122 0.10915 0.10398 -0.1266 0.8904 0.0187
-9.500 -0.0007 0.10663 0.10144 -0.1284 0.8869 0.0189
-9.250 0.0117 0.10401 0.09880 -0.1304 0.8835 0.0191
-9.000 0.0248 0.10139 0.09616 -0.1326 0.8806 0.0193
-8.750 0.0351 0.09908 0.09384 -0.1339 0.8770 0.0195
-8.500 0.0450 0.09675 0.09151 -0.1351 0.8727 0.0200
-8.250 0.0572 0.09453 0.08928 -0.1367 0.8685 0.0205
-8.000 0.0700 0.09219 0.08692 -0.1385 0.8648 0.0209
-7.750 0.0812 0.08992 0.08464 -0.1399 0.8611 0.0213
-7.500 0.0905 0.08786 0.08258 -0.1407 0.8564 0.0215
-7.250 0.1010 0.08572 0.08043 -0.1418 0.8515 0.0217
-7.000 0.1126 0.08360 0.07828 -0.1431 0.8473 0.0218
-6.750 0.1213 0.08148 0.07616 -0.1438 0.8430 0.0223
-6.500 0.1291 0.07958 0.07427 -0.1441 0.8376 0.0226
-6.250 0.1387 0.07778 0.07247 -0.1447 0.8325 0.0231
-6.000 0.1485 0.07591 0.07058 -0.1453 0.8279 0.0235
-5.750 0.1535 0.07430 0.06900 -0.1448 0.8225 0.0239
-5.500 0.1586 0.07266 0.06736 -0.1443 0.8167 0.0241
-5.250 0.1638 0.07099 0.06569 -0.1439 0.8114 0.0244
-5.000 0.1678 0.06944 0.06415 -0.1432 0.8063 0.0246
-4.750 0.1750 0.06777 0.06248 -0.1432 0.8006 0.0247
-4.500 0.1840 0.06584 0.06054 -0.1439 0.7954 0.0252
-4.250 0.1941 0.06410 0.05880 -0.1444 0.7907 0.0258
-4.000 0.2038 0.06247 0.05718 -0.1446 0.7855 0.0262
-3.750 0.2157 0.06069 0.05539 -0.1454 0.7802 0.0266
-3.500 0.2304 0.05879 0.05347 -0.1467 0.7757 0.0268
-3.250 0.2426 0.05704 0.05172 -0.1473 0.7710 0.0271
-3.000 0.2569 0.05522 0.04989 -0.1482 0.7658 0.0273
-2.750 0.2740 0.05330 0.04794 -0.1496 0.7609 0.0276
-2.500 0.2927 0.05118 0.04579 -0.1515 0.7566 0.0283
-2.250 0.3102 0.04950 0.04410 -0.1525 0.7520 0.0289
-2.000 0.3300 0.04776 0.04233 -0.1538 0.7471 0.0294
-1.750 0.3521 0.04592 0.04046 -0.1555 0.7427 0.0297
-1.500 0.3751 0.04410 0.03860 -0.1573 0.7386 0.0300
-1.250 0.3964 0.04237 0.03685 -0.1584 0.7341 0.0303
-1.000 0.4204 0.04057 0.03499 -0.1600 0.7293 0.0308
-0.750 0.4478 0.03859 0.03295 -0.1623 0.7250 0.0317
-0.500 0.4743 0.03707 0.03139 -0.1638 0.7211 0.0323
-0.250 0.4995 0.03553 0.02981 -0.1650 0.7166 0.0327
0.000 0.5272 0.03396 0.02816 -0.1665 0.7086 0.0330
0.250 0.5559 0.03244 0.02642 -0.1680 0.6811 0.0334
0.500 0.5740 0.03140 0.02499 -0.1668 0.6248 0.0338
0.750 0.5616 0.03160 0.02454 -0.1592 0.5171 0.0341
1.000 0.5364 0.03283 0.02497 -0.1496 0.3538 0.0342
1.250 0.5194 0.03410 0.02535 -0.1424 0.1080 0.0347
1.500 0.5369 0.03360 0.02458 -0.1414 0.0374 0.0353
1.750 0.5630 0.03260 0.02348 -0.1418 0.0348 0.0358
2.000 0.5892 0.03162 0.02239 -0.1422 0.0335 0.0361
2.250 0.6157 0.03066 0.02132 -0.1425 0.0325 0.0365
2.500 0.6425 0.02974 0.02027 -0.1428 0.0311 0.0369
2.750 0.6714 0.02851 0.01883 -0.1433 0.0298 0.0383
3.250 0.7205 0.02720 0.01727 -0.1425 0.0280 0.0392
3.500 0.7445 0.02655 0.01647 -0.1418 0.0274 0.0396
3.750 0.7683 0.02590 0.01565 -0.1410 0.0268 0.0401
4.000 0.7949 0.02457 0.01396 -0.1405 0.0266 0.0420
4.250 0.8157 0.02440 0.01367 -0.1391 0.0263 0.0424
4.500 0.8362 0.02423 0.01337 -0.1377 0.0261 0.0427
4.750 0.8561 0.02415 0.01318 -0.1362 0.0258 0.0430
5.000 0.8755 0.02415 0.01308 -0.1346 0.0256 0.0434
5.250 0.8946 0.02422 0.01306 -0.1329 0.0255 0.0439
5.500 0.9133 0.02433 0.01308 -0.1312 0.0252 0.0449
5.750 0.9314 0.02451 0.01319 -0.1294 0.0251 0.0457
6.000 0.9489 0.02483 0.01350 -0.1276 0.0250 0.0459
6.250 0.9660 0.02522 0.01390 -0.1257 0.0248 0.0460
6.500 0.9827 0.02566 0.01434 -0.1238 0.0247 0.0462
6.750 0.9990 0.02614 0.01485 -0.1219 0.0246 0.0463
7.000 1.0151 0.02667 0.01540 -0.1200 0.0245 0.0465
7.250 1.0312 0.02723 0.01599 -0.1181 0.0244 0.0468
7.500 1.0466 0.02784 0.01665 -0.1162 0.0242 0.0470
7.750 1.0616 0.02849 0.01733 -0.1142 0.0240 0.0472
8.000 1.0762 0.02917 0.01805 -0.1122 0.0238 0.0476
8.250 1.0908 0.02991 0.01882 -0.1103 0.0235 0.0483
8.500 1.1055 0.03067 0.01963 -0.1084 0.0232 0.0492
8.750 1.1203 0.03148 0.02047 -0.1066 0.0229 0.0498
9.000 1.1350 0.03235 0.02138 -0.1048 0.0227 0.0505
9.250 1.1495 0.03324 0.02231 -0.1031 0.0225 0.0507
9.500 1.1640 0.03416 0.02326 -0.1013 0.0224 0.0510
9.750 1.1783 0.03510 0.02424 -0.0996 0.0223 0.0513
10.000 1.1924 0.03608 0.02525 -0.0978 0.0222 0.0517
10.250 1.2067 0.03705 0.02626 -0.0962 0.0220 0.0521
10.500 1.2210 0.03806 0.02731 -0.0945 0.0219 0.0527
10.750 1.2355 0.03907 0.02836 -0.0929 0.0218 0.0536
11.000 1.2497 0.04013 0.02945 -0.0913 0.0217 0.0553
11.250 1.2645 0.04116 0.03053 -0.0898 0.0216 0.0580
11.500 1.2792 0.04221 0.03163 -0.0883 0.0214 0.0603
11.750 1.2941 0.04326 0.03273 -0.0868 0.0213 0.0651
12.000 1.3089 0.04432 0.03386 -0.0854 0.0211 0.0753
12.750 1.3648 0.04710 0.03788 -0.0834 0.0202 1.0000
13.000 1.3806 0.04827 0.03912 -0.0820 0.0200 1.0000
13.250 1.3966 0.04948 0.04041 -0.0806 0.0198 1.0000
13.500 1.4126 0.05074 0.04177 -0.0792 0.0196 1.0000
13.750 1.4286 0.05207 0.04320 -0.0779 0.0194 1.0000
14.000 1.4439 0.05348 0.04473 -0.0766 0.0192 1.0000
14.250 1.4584 0.05501 0.04639 -0.0753 0.0190 1.0000
14.500 1.4718 0.05665 0.04818 -0.0739 0.0188 1.0000
14.750 1.4838 0.05844 0.05011 -0.0725 0.0186 1.0000
15.000 1.4942 0.06038 0.05221 -0.0710 0.0184 1.0000
15.250 1.5025 0.06247 0.05447 -0.0696 0.0181 1.0000
15.500 1.5088 0.06472 0.05690 -0.0681 0.0179 1.0000
15.750 1.5132 0.06707 0.05941 -0.0666 0.0177 1.0000
16.000 1.5156 0.07012 0.06271 -0.0651 0.0174 1.0000
16.250 1.5135 0.07389 0.06677 -0.0636 0.0171 1.0000
16.500 1.5081 0.07770 0.07084 -0.0622 0.0169 1.0000
16.750 1.4987 0.08202 0.07543 -0.0611 0.0167 1.0000
17.000 1.4865 0.08669 0.08037 -0.0603 0.0166 1.0000
17.250 1.4706 0.09195 0.08590 -0.0600 0.0164 1.0000
17.500 1.4521 0.09769 0.09191 -0.0602 0.0163 1.0000
17.750 1.4297 0.10423 0.09872 -0.0613 0.0162 1.0000
18.000 1.4036 0.11177 0.10653 -0.0634 0.0161 1.0000
18.250 1.3714 0.12096 0.11601 -0.0673 0.0160 1.0000
18.500 1.3272 0.13373 0.12911 -0.0745 0.0159 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)