Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 27.46 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-100-050-gn-50000.txt Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-4.750 -0.3927 0.13010 0.12327 -0.0089 1.0000 0.1060
-4.500 -0.4000 0.12924 0.12246 -0.0078 1.0000 0.1075
-4.250 -0.4054 0.12887 0.12214 -0.0083 1.0000 0.1088
-4.000 -0.4088 0.12977 0.12306 -0.0116 1.0000 0.1096
-3.750 -0.4063 0.12693 0.12027 -0.0116 1.0000 0.1102
-3.500 -0.4034 0.12228 0.11567 -0.0082 1.0000 0.1113
-3.250 -0.4005 0.11935 0.11277 -0.0068 1.0000 0.1128
-3.000 -0.3973 0.11699 0.11045 -0.0064 1.0000 0.1146
-2.750 -0.3931 0.11488 0.10837 -0.0066 1.0000 0.1166
-2.500 -0.3866 0.11305 0.10655 -0.0081 1.0000 0.1192
-2.250 -0.3570 0.11526 0.10863 -0.0213 1.0000 0.1226
-2.000 -0.3607 0.10998 0.10345 -0.0162 1.0000 0.1234
-1.750 -0.3591 0.10631 0.09984 -0.0133 1.0000 0.1251
-1.500 -0.3519 0.10370 0.09726 -0.0129 1.0000 0.1275
-1.250 -0.3401 0.10150 0.09506 -0.0143 1.0000 0.1308
-1.000 -0.2886 0.10341 0.09675 -0.0299 1.0000 0.1366
-0.750 -0.2916 0.09852 0.09197 -0.0256 1.0000 0.1375
-0.500 -0.2877 0.09510 0.08861 -0.0234 1.0000 0.1392
-0.250 -0.2773 0.09256 0.08610 -0.0232 1.0000 0.1426
0.000 -0.2516 0.09128 0.08476 -0.0277 1.0000 0.1493
0.250 -0.2235 0.08954 0.08298 -0.0331 1.0000 0.1532
0.500 -0.2163 0.08659 0.08009 -0.0316 1.0000 0.1563
0.750 -0.1972 0.08478 0.07828 -0.0334 1.0000 0.1620
1.000 -0.1576 0.08420 0.07757 -0.0412 1.0000 0.1689
1.250 -0.1496 0.08127 0.07472 -0.0397 1.0000 0.1722
1.500 -0.1276 0.07988 0.07332 -0.0419 1.0000 0.1799
1.750 -0.0991 0.07853 0.07194 -0.0460 1.0000 0.1871
2.000 -0.0828 0.07681 0.07025 -0.0465 1.0000 0.1952
2.250 -0.0541 0.07578 0.06918 -0.0503 1.0000 0.2044
2.500 -0.0178 0.07647 0.06975 -0.0557 1.0000 0.2188
2.750 -0.0105 0.07326 0.06668 -0.0539 1.0000 0.2234
3.000 0.0187 0.07299 0.06637 -0.0574 1.0000 0.2377
3.250 0.0456 0.07296 0.06629 -0.0602 1.0000 0.2539
3.500 0.0560 0.07050 0.06397 -0.0590 1.0000 0.2637
3.750 0.0855 0.07095 0.06436 -0.0624 1.0000 0.2896
4.000 0.1019 0.06944 0.06294 -0.0626 1.0000 0.3092
4.250 0.1185 0.06830 0.06188 -0.0626 1.0000 0.3326
4.500 0.1374 0.06755 0.06120 -0.0632 1.0000 0.3671
4.750 0.1533 0.06654 0.06028 -0.0629 1.0000 0.4189
5.000 0.1694 0.06544 0.05929 -0.0623 0.9993 0.4877
5.250 0.1909 0.06438 0.05833 -0.0625 0.9970 0.5429
5.500 0.2157 0.06384 0.05787 -0.0631 0.9945 0.5920
5.750 0.2392 0.06349 0.05759 -0.0638 0.9919 0.6301
6.000 0.2701 0.06391 0.05804 -0.0662 0.9877 0.6620
6.250 0.3106 0.06542 0.05950 -0.0705 0.9840 0.6843
6.500 0.3620 0.06752 0.06153 -0.0772 0.9712 0.6957
6.750 0.8831 0.04361 0.03617 -0.1172 0.6064 0.2641
7.000 0.9103 0.04141 0.03089 -0.1106 0.2037 0.2488
7.250 0.9144 0.04344 0.03247 -0.1079 0.1792 0.2434
7.500 0.9248 0.04506 0.03381 -0.1057 0.1684 0.2376
8.000 0.9501 0.04779 0.03623 -0.1017 0.1569 0.2360
8.250 0.9657 0.04888 0.03721 -0.0998 0.1529 0.2360
8.500 0.9853 0.04977 0.03789 -0.0980 0.1493 0.2357
8.750 1.0175 0.04988 0.03783 -0.0970 0.1466 0.2369
9.000 1.0679 0.04915 0.03703 -0.0973 0.1435 0.2443
9.250 1.1664 0.04757 0.03523 -0.1028 0.1376 0.2763
9.500 1.2969 0.04741 0.03524 -0.1142 0.1350 1.0000
9.750 1.3776 0.05016 0.03778 -0.1211 0.1359 1.0000
10.000 1.4204 0.05263 0.04045 -0.1226 0.1373 1.0000
10.250 1.4543 0.05522 0.04325 -0.1229 0.1379 1.0000
10.500 1.4816 0.05791 0.04621 -0.1223 0.1387 1.0000
10.750 1.5031 0.06076 0.04936 -0.1209 0.1404 1.0000
11.000 1.5244 0.06409 0.05297 -0.1196 0.1434 1.0000
11.250 1.5536 0.06856 0.05755 -0.1198 0.1467 1.0000
11.500 1.5531 0.07030 0.05982 -0.1150 0.1505 1.0000
11.750 1.5377 0.07298 0.06317 -0.1086 0.1560 1.0000
12.000 1.5438 0.07739 0.06786 -0.1060 0.1614 1.0000
12.250 1.5442 0.08078 0.07161 -0.1025 0.1670 1.0000
12.500 1.4979 0.08313 0.07450 -0.0936 0.1712 1.0000
12.750 1.4667 0.08714 0.07885 -0.0880 0.1756 1.0000
13.000 1.4711 0.09234 0.08425 -0.0866 0.1838 1.0000
13.250 1.4051 0.09645 0.08877 -0.0802 0.1857 1.0000
13.500 1.3365 0.10311 0.09577 -0.0772 0.1875 1.0000
13.750 1.2578 0.11342 0.10639 -0.0787 0.1901 1.0000
14.000 1.1093 0.14588 0.13927 -0.1014 0.2293 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)