Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.98 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-100-050-gn-50000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.1325 0.12393 0.11479 -0.0841 0.8744 0.0269
-8.500 -0.1274 0.12186 0.11275 -0.0842 0.8701 0.0274
-8.250 -0.1210 0.11963 0.11052 -0.0848 0.8664 0.0280
-8.000 -0.1132 0.11731 0.10821 -0.0856 0.8632 0.0285
-7.750 -0.1105 0.11564 0.10657 -0.0850 0.8579 0.0289
-7.500 -0.1065 0.11375 0.10471 -0.0847 0.8532 0.0290
-7.250 -0.1006 0.11167 0.10263 -0.0849 0.8491 0.0291
-6.750 -0.0931 0.10799 0.09899 -0.0843 0.8396 0.0293
-6.500 -0.0900 0.10625 0.09729 -0.0838 0.8346 0.0296
-6.250 -0.0849 0.10435 0.09540 -0.0838 0.8305 0.0301
-6.000 -0.0828 0.10267 0.09375 -0.0832 0.8255 0.0307
-5.750 -0.0842 0.10127 0.09239 -0.0817 0.8191 0.0312
-5.500 -0.0827 0.09959 0.09075 -0.0810 0.8142 0.0316
-5.250 -0.0807 0.09797 0.08915 -0.0803 0.8095 0.0318
-5.000 -0.0855 0.09687 0.08811 -0.0780 0.8024 0.0319
-4.750 -0.0837 0.09519 0.08647 -0.0772 0.7971 0.0319
-4.500 -0.0779 0.09318 0.08447 -0.0774 0.7928 0.0321
-4.250 -0.0794 0.09184 0.08318 -0.0759 0.7856 0.0321
-4.000 -0.0748 0.09001 0.08138 -0.0757 0.7802 0.0324
-3.500 -0.0639 0.08642 0.07783 -0.0757 0.7694 0.0335
-3.250 -0.0570 0.08454 0.07596 -0.0760 0.7638 0.0341
-3.000 -0.0457 0.08234 0.07375 -0.0772 0.7596 0.0346
-2.750 -0.0365 0.08041 0.07182 -0.0779 0.7543 0.0348
-2.500 -0.0270 0.07856 0.06999 -0.0784 0.7485 0.0349
-2.250 -0.0127 0.07646 0.06789 -0.0798 0.7440 0.0350
-1.750 0.0178 0.07254 0.06394 -0.0825 0.7346 0.0356
-1.500 0.0349 0.07065 0.06204 -0.0841 0.7296 0.0363
-1.250 0.0567 0.06850 0.05985 -0.0866 0.7257 0.0372
-0.750 0.1013 0.06445 0.05572 -0.0914 0.7170 0.0380
-0.500 0.1248 0.06256 0.05379 -0.0937 0.7123 0.0381
-0.250 0.1520 0.06053 0.05171 -0.0965 0.7086 0.0383
0.250 0.2067 0.05713 0.04823 -0.1015 0.7010 0.0400
0.500 0.2342 0.05558 0.04662 -0.1040 0.6962 0.0408
0.750 0.2644 0.05391 0.04488 -0.1067 0.6923 0.0412
1.000 0.2964 0.05224 0.04313 -0.1095 0.6891 0.0414
1.250 0.3299 0.05058 0.04139 -0.1123 0.6864 0.0416
1.500 0.3565 0.04958 0.04034 -0.1140 0.6809 0.0424
1.750 0.3853 0.04852 0.03924 -0.1157 0.6765 0.0434
2.000 0.4171 0.04729 0.03793 -0.1178 0.6729 0.0443
2.250 0.4497 0.04602 0.03658 -0.1197 0.6699 0.0445
2.500 0.4780 0.04513 0.03561 -0.1209 0.6653 0.0447
2.750 0.5052 0.04435 0.03477 -0.1219 0.6602 0.0450
3.000 0.5358 0.04343 0.03376 -0.1231 0.6562 0.0461
3.250 0.5647 0.04270 0.03298 -0.1239 0.6526 0.0471
3.500 0.5921 0.04208 0.03230 -0.1243 0.6482 0.0478
3.750 0.6165 0.04171 0.03188 -0.1244 0.6427 0.0480
4.000 0.6442 0.04105 0.03115 -0.1246 0.6358 0.0482
4.250 0.6691 0.04032 0.03030 -0.1239 0.6152 0.0486
4.500 0.7025 0.03868 0.02826 -0.1235 0.5570 0.0500
5.000 0.7263 0.04075 0.02676 -0.1175 0.0509 0.0514
5.250 0.7476 0.04092 0.02679 -0.1168 0.0473 0.0517
5.500 0.7689 0.04122 0.02691 -0.1161 0.0448 0.0519
5.750 0.7905 0.04153 0.02707 -0.1153 0.0426 0.0522
6.000 0.8110 0.04194 0.02733 -0.1143 0.0411 0.0524
6.250 0.8307 0.04244 0.02766 -0.1133 0.0395 0.0533
6.500 0.8502 0.04296 0.02801 -0.1122 0.0382 0.0547
6.750 0.8679 0.04362 0.02866 -0.1109 0.0370 0.0556
7.000 0.8850 0.04434 0.02935 -0.1095 0.0363 0.0563
7.250 0.9015 0.04511 0.03011 -0.1081 0.0359 0.0566
7.500 0.9173 0.04595 0.03094 -0.1066 0.0355 0.0569
7.750 0.9326 0.04686 0.03186 -0.1051 0.0350 0.0573
8.000 0.9471 0.04785 0.03286 -0.1036 0.0344 0.0578
8.250 0.9612 0.04890 0.03391 -0.1021 0.0338 0.0590
8.500 0.9751 0.05000 0.03505 -0.1005 0.0331 0.0604
8.750 0.9887 0.05116 0.03629 -0.0990 0.0325 0.0617
9.000 1.0021 0.05235 0.03755 -0.0975 0.0317 0.0629
9.250 1.0153 0.05358 0.03885 -0.0960 0.0310 0.0638
9.500 1.0284 0.05486 0.04020 -0.0946 0.0306 0.0651
9.750 1.0414 0.05617 0.04160 -0.0931 0.0304 0.0671
10.000 1.0547 0.05748 0.04300 -0.0917 0.0302 0.0693
10.250 1.0684 0.05876 0.04436 -0.0902 0.0300 0.0717
10.500 1.0828 0.06002 0.04572 -0.0888 0.0298 0.0749
10.750 1.0982 0.06121 0.04701 -0.0875 0.0297 0.0794
11.000 1.1147 0.06232 0.04824 -0.0862 0.0295 0.0860
11.250 1.1329 0.06333 0.04941 -0.0850 0.0293 0.1048
11.500 1.1463 0.06333 0.05044 -0.0834 0.0292 1.0000
11.750 1.1667 0.06424 0.05133 -0.0821 0.0290 1.0000
12.000 1.1913 0.06493 0.05205 -0.0809 0.0286 1.0000
12.250 1.2176 0.06565 0.05287 -0.0798 0.0279 1.0000
12.500 1.2427 0.06660 0.05391 -0.0788 0.0272 1.0000
12.750 1.2652 0.06781 0.05524 -0.0778 0.0265 1.0000
13.000 1.2858 0.06925 0.05681 -0.0768 0.0262 1.0000
13.250 1.3043 0.07094 0.05866 -0.0758 0.0260 1.0000
13.500 1.3199 0.07289 0.06077 -0.0747 0.0258 1.0000
13.750 1.3323 0.07507 0.06315 -0.0735 0.0257 1.0000
14.000 1.3416 0.07751 0.06580 -0.0722 0.0255 1.0000
14.250 1.3478 0.08020 0.06872 -0.0710 0.0254 1.0000
14.500 1.3508 0.08313 0.07188 -0.0698 0.0253 1.0000
14.750 1.3508 0.08628 0.07526 -0.0686 0.0252 1.0000
15.000 1.3480 0.08965 0.07887 -0.0677 0.0250 1.0000
15.250 1.3427 0.09328 0.08273 -0.0669 0.0248 1.0000
15.500 1.3339 0.09756 0.08727 -0.0665 0.0246 1.0000
15.750 1.3207 0.10263 0.09268 -0.0667 0.0243 1.0000
16.000 1.3039 0.10837 0.09874 -0.0676 0.0241 1.0000
16.250 1.2845 0.11477 0.10545 -0.0693 0.0239 1.0000
16.500 1.2621 0.12219 0.11317 -0.0723 0.0237 1.0000
16.750 1.2363 0.13101 0.12227 -0.0770 0.0236 1.0000
17.000 1.2079 0.14175 0.13327 -0.0837 0.0234 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)