Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 33.92 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-100-050-gn-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.0372 0.11162 0.10706 -0.1096 0.9405 0.0417
-8.250 -0.0306 0.10950 0.10495 -0.1106 0.9363 0.0419
-8.000 -0.0190 0.10696 0.10240 -0.1131 0.9339 0.0419
-7.750 -0.0042 0.10390 0.09934 -0.1152 0.9323 0.0421
-7.500 0.0121 0.10098 0.09642 -0.1172 0.9311 0.0423
-7.250 0.0289 0.09824 0.09367 -0.1198 0.9300 0.0427
-7.000 0.0283 0.09699 0.09244 -0.1176 0.9233 0.0431
-6.750 0.0388 0.09480 0.09027 -0.1186 0.9197 0.0436
-6.500 0.0530 0.09239 0.08785 -0.1207 0.9175 0.0445
-6.250 0.0683 0.08988 0.08532 -0.1238 0.9156 0.0454
-6.000 0.0854 0.08727 0.08269 -0.1276 0.9139 0.0457
-5.750 0.0733 0.08682 0.08229 -0.1233 0.9042 0.0457
-5.500 0.0828 0.08478 0.08024 -0.1251 0.9006 0.0458
-5.250 0.0987 0.08199 0.07745 -0.1274 0.8986 0.0459
-5.000 0.1192 0.07906 0.07453 -0.1294 0.8975 0.0463
-4.750 0.1037 0.07877 0.07429 -0.1234 0.8870 0.0464
-4.500 0.1198 0.07652 0.07205 -0.1250 0.8843 0.0472
-4.250 0.1399 0.07409 0.06961 -0.1281 0.8823 0.0482
-4.000 0.1651 0.07139 0.06687 -0.1332 0.8806 0.0494
-3.750 0.1473 0.07123 0.06676 -0.1269 0.8695 0.0496
-3.500 0.1705 0.06874 0.06423 -0.1321 0.8665 0.0499
-3.000 0.1938 0.06491 0.06039 -0.1340 0.8562 0.0502
-2.750 0.2052 0.06288 0.05838 -0.1329 0.8521 0.0505
-2.500 0.2265 0.06073 0.05623 -0.1345 0.8499 0.0512
-2.250 0.2549 0.05839 0.05387 -0.1382 0.8481 0.0527
-2.000 0.2948 0.05565 0.05105 -0.1454 0.8467 0.0543
-1.750 0.2882 0.05512 0.05053 -0.1414 0.8364 0.0545
-1.500 0.3263 0.05252 0.04783 -0.1479 0.8336 0.0548
-1.250 0.3465 0.05018 0.04552 -0.1480 0.8317 0.0552
-1.000 0.3756 0.04807 0.04342 -0.1503 0.8303 0.0561
-0.750 0.4143 0.04590 0.04121 -0.1551 0.8291 0.0584
-0.500 0.4150 0.04535 0.04063 -0.1518 0.8192 0.0596
-0.250 0.4601 0.04286 0.03800 -0.1582 0.8167 0.0601
0.000 0.4848 0.04084 0.03602 -0.1590 0.8146 0.0605
0.250 0.5452 0.03772 0.03281 -0.1669 0.8108 0.0621
0.500 0.5446 0.03696 0.03206 -0.1618 0.7982 0.0632
1.000 0.6298 0.03242 0.02724 -0.1699 0.7769 0.0668
1.250 0.6427 0.03144 0.02625 -0.1675 0.7653 0.0677
1.500 0.6726 0.02998 0.02470 -0.1684 0.7500 0.0694
1.750 0.7150 0.02812 0.02252 -0.1715 0.7314 0.0727
2.000 0.7376 0.02698 0.02122 -0.1706 0.6905 0.0740
2.250 0.7530 0.02644 0.02023 -0.1681 0.6167 0.0757
2.500 0.7364 0.02716 0.02023 -0.1593 0.4983 0.0765
2.750 0.7070 0.02897 0.02118 -0.1490 0.3307 0.0765
3.000 0.6833 0.03123 0.02245 -0.1405 0.0827 0.0768
3.250 0.7140 0.03060 0.02137 -0.1409 0.0610 0.0801
3.500 0.7320 0.03006 0.02084 -0.1397 0.0558 0.0807
3.750 0.7505 0.02974 0.02049 -0.1384 0.0526 0.0816
4.000 0.7714 0.02936 0.02004 -0.1373 0.0509 0.0823
4.250 0.7918 0.02911 0.01975 -0.1361 0.0496 0.0840
4.500 0.8249 0.02699 0.01710 -0.1360 0.0487 0.0646
4.750 0.8445 0.02676 0.01675 -0.1345 0.0476 0.0643
5.000 0.8634 0.02663 0.01650 -0.1328 0.0467 0.0641
5.250 0.8821 0.02656 0.01621 -0.1310 0.0461 0.0653
5.500 0.8983 0.02676 0.01624 -0.1288 0.0454 0.0657
5.750 0.9123 0.02715 0.01653 -0.1265 0.0448 0.0658
6.250 0.9436 0.02782 0.01714 -0.1224 0.0437 0.0661
6.500 0.9587 0.02827 0.01757 -0.1203 0.0429 0.0664
6.750 0.9736 0.02879 0.01808 -0.1183 0.0422 0.0668
7.000 0.9877 0.02944 0.01873 -0.1161 0.0418 0.0675
7.250 1.0020 0.03012 0.01941 -0.1140 0.0414 0.0688
7.500 1.0169 0.03079 0.02006 -0.1120 0.0409 0.0697
7.750 1.0322 0.03148 0.02072 -0.1101 0.0406 0.0702
8.000 1.0481 0.03219 0.02141 -0.1082 0.0402 0.0707
8.250 1.0649 0.03290 0.02210 -0.1066 0.0399 0.0711
8.500 1.0830 0.03365 0.02281 -0.1051 0.0395 0.0717
8.750 1.1023 0.03438 0.02351 -0.1037 0.0392 0.0723
9.000 1.1250 0.03509 0.02421 -0.1028 0.0389 0.0734
9.250 1.1470 0.03574 0.02492 -0.1017 0.0385 0.0746
9.500 1.1696 0.03643 0.02568 -0.1009 0.0381 0.0769
9.750 1.1928 0.03715 0.02645 -0.1001 0.0375 0.0794
10.000 1.2185 0.03788 0.02722 -0.0995 0.0370 0.0822
10.250 1.2447 0.03866 0.02805 -0.0990 0.0367 0.0853
10.500 1.2724 0.03950 0.02892 -0.0987 0.0363 0.0908
10.750 1.3002 0.04038 0.02987 -0.0985 0.0359 0.1051
11.250 1.3655 0.04181 0.03240 -0.1003 0.0353 1.0000
11.500 1.3917 0.04300 0.03360 -0.0999 0.0350 1.0000
11.750 1.4160 0.04421 0.03483 -0.0993 0.0346 1.0000
12.000 1.4398 0.04546 0.03608 -0.0988 0.0342 1.0000
12.250 1.4658 0.04692 0.03753 -0.0986 0.0338 1.0000
12.500 1.4884 0.04869 0.03939 -0.0980 0.0335 1.0000
12.750 1.4993 0.05043 0.04139 -0.0957 0.0332 1.0000
13.000 1.5123 0.05237 0.04355 -0.0938 0.0330 1.0000
13.250 1.5233 0.05448 0.04589 -0.0917 0.0328 1.0000
13.500 1.5307 0.05676 0.04840 -0.0892 0.0326 1.0000
13.750 1.5355 0.05917 0.05105 -0.0866 0.0324 1.0000
14.000 1.5373 0.06174 0.05387 -0.0839 0.0323 1.0000
14.250 1.5355 0.06453 0.05691 -0.0809 0.0322 1.0000
14.500 1.5301 0.06747 0.06011 -0.0778 0.0320 1.0000
14.750 1.5221 0.07059 0.06349 -0.0748 0.0318 1.0000
15.000 1.5118 0.07385 0.06699 -0.0719 0.0316 1.0000
15.250 1.4993 0.07739 0.07077 -0.0692 0.0314 1.0000
15.500 1.4852 0.08110 0.07471 -0.0668 0.0313 1.0000
15.750 1.4693 0.08507 0.07891 -0.0648 0.0311 1.0000
16.000 1.4517 0.08936 0.08342 -0.0633 0.0309 1.0000
16.250 1.4314 0.09418 0.08847 -0.0622 0.0309 1.0000
16.500 1.4094 0.09940 0.09393 -0.0618 0.0308 1.0000
16.750 1.3845 0.10537 0.10014 -0.0623 0.0308 1.0000
17.000 1.3570 0.11218 0.10719 -0.0638 0.0309 1.0000
17.250 1.3260 0.12018 0.11543 -0.0667 0.0310 1.0000
17.500 1.2902 0.13002 0.12552 -0.0717 0.0312 1.0000
17.750 1.2440 0.14408 0.13986 -0.0808 0.0315 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)