Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.91 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-100-050-gn-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.250 -0.2362 0.12151 0.11397 -0.0475 0.9478 0.0842
-5.000 -0.2288 0.11965 0.11212 -0.0490 0.9441 0.0856
-4.750 -0.2338 0.11857 0.11109 -0.0476 0.9378 0.0866
-4.500 -0.2279 0.11731 0.10983 -0.0501 0.9324 0.0878
-4.250 -0.2203 0.11651 0.10903 -0.0540 0.9268 0.0884
-4.000 -0.2160 0.11352 0.10609 -0.0529 0.9219 0.0890
-3.750 -0.2059 0.11017 0.10277 -0.0521 0.9182 0.0904
-3.500 -0.1913 0.10747 0.10007 -0.0536 0.9147 0.0927
-3.250 -0.1851 0.10563 0.09825 -0.0541 0.9093 0.0946
-3.000 -0.1758 0.10401 0.09663 -0.0561 0.9034 0.0968
-2.750 -0.1485 0.10302 0.09555 -0.0646 0.8984 0.0984
-2.500 -0.1384 0.10010 0.09266 -0.0647 0.8941 0.0990
-2.250 -0.1351 0.09725 0.08987 -0.0623 0.8890 0.1000
-2.000 -0.1218 0.09466 0.08729 -0.0627 0.8849 0.1020
-1.750 -0.0993 0.09228 0.08489 -0.0658 0.8814 0.1055
-1.500 -0.0646 0.09230 0.08475 -0.0753 0.8750 0.1097
-1.250 -0.0576 0.08900 0.08153 -0.0736 0.8705 0.1108
-1.000 -0.0441 0.08608 0.07865 -0.0730 0.8669 0.1128
-0.750 -0.0184 0.08368 0.07623 -0.0758 0.8640 0.1162
-0.500 0.0043 0.08243 0.07493 -0.0791 0.8585 0.1205
-0.250 0.0389 0.08109 0.07348 -0.0853 0.8533 0.1232
0.000 0.0518 0.07813 0.07059 -0.0842 0.8498 0.1259
0.250 0.0827 0.07618 0.06862 -0.0875 0.8469 0.1323
0.500 0.1193 0.07532 0.06763 -0.0935 0.8419 0.1376
0.750 0.1301 0.07308 0.06546 -0.0921 0.8368 0.1402
1.000 0.1578 0.07140 0.06377 -0.0944 0.8330 0.1460
1.250 0.2048 0.07018 0.06242 -0.1012 0.8301 0.1532
1.500 0.2235 0.06821 0.06051 -0.1012 0.8262 0.1578
1.750 0.2553 0.06811 0.06030 -0.1049 0.8201 0.1687
2.000 0.2734 0.06597 0.05826 -0.1045 0.8161 0.1747
2.250 0.3136 0.06495 0.05717 -0.1088 0.8131 0.1869
2.750 0.3602 0.06307 0.05531 -0.1106 0.8030 0.2055
3.000 0.3915 0.06236 0.05459 -0.1129 0.7987 0.2209
3.500 0.4503 0.06008 0.05241 -0.1156 0.7920 0.2627
3.750 0.4627 0.05999 0.05239 -0.1146 0.7847 0.2918
4.250 0.5663 0.05905 0.05079 -0.1240 0.7773 0.1664
4.500 0.5934 0.05769 0.04936 -0.1241 0.7665 0.1420
4.750 0.6933 0.05134 0.04245 -0.1301 0.7404 0.1221
5.250 0.7549 0.04667 0.03776 -0.1274 0.6970 0.1176
5.500 0.7941 0.04361 0.03460 -0.1260 0.6702 0.1182
5.750 0.8080 0.04280 0.03377 -0.1227 0.6384 0.1189
6.000 0.8240 0.04197 0.03287 -0.1195 0.5931 0.1186
6.250 0.8484 0.04080 0.02854 -0.1144 0.1465 0.1179
6.500 0.8553 0.04249 0.02976 -0.1121 0.1147 0.1176
6.750 0.8694 0.04356 0.03062 -0.1104 0.1053 0.1174
7.000 0.8838 0.04461 0.03148 -0.1087 0.0994 0.1175
7.250 0.8984 0.04564 0.03241 -0.1071 0.0946 0.1187
7.500 0.9113 0.04685 0.03350 -0.1054 0.0908 0.1206
7.750 0.9243 0.04805 0.03458 -0.1036 0.0880 0.1224
8.000 0.9380 0.04912 0.03570 -0.1019 0.0856 0.1241
8.250 0.9516 0.05024 0.03683 -0.1002 0.0840 0.1255
8.500 0.9652 0.05137 0.03797 -0.0985 0.0824 0.1269
8.750 0.9799 0.05245 0.03903 -0.0968 0.0812 0.1287
9.000 0.9965 0.05342 0.03996 -0.0951 0.0799 0.1314
9.250 1.0170 0.05417 0.04060 -0.0936 0.0787 0.1361
9.500 1.0464 0.05438 0.04079 -0.0927 0.0777 0.1438
9.750 1.0857 0.05416 0.04057 -0.0923 0.0765 0.1532
10.000 1.1369 0.05366 0.04017 -0.0932 0.0743 0.1770
10.250 1.1844 0.05267 0.04005 -0.0942 0.0721 1.0000
10.500 1.2456 0.05330 0.04022 -0.0966 0.0704 1.0000
10.750 1.3054 0.05472 0.04145 -0.0997 0.0695 1.0000
11.000 1.3569 0.05676 0.04343 -0.1024 0.0689 1.0000
11.250 1.4036 0.05932 0.04601 -0.1049 0.0683 1.0000
11.500 1.4351 0.06188 0.04870 -0.1054 0.0676 1.0000
11.750 1.4492 0.06398 0.05110 -0.1033 0.0670 1.0000
12.000 1.4600 0.06620 0.05363 -0.1009 0.0663 1.0000
12.250 1.4694 0.06859 0.05631 -0.0984 0.0658 1.0000
12.500 1.4778 0.07119 0.05917 -0.0960 0.0657 1.0000
12.750 1.4818 0.07389 0.06216 -0.0931 0.0656 1.0000
13.000 1.4823 0.07669 0.06523 -0.0901 0.0657 1.0000
13.250 1.4793 0.07959 0.06843 -0.0868 0.0658 1.0000
13.500 1.4733 0.08261 0.07173 -0.0835 0.0659 1.0000
13.750 1.4645 0.08579 0.07518 -0.0803 0.0661 1.0000
14.000 1.4538 0.08914 0.07880 -0.0772 0.0663 1.0000
14.250 1.4409 0.09269 0.08262 -0.0744 0.0665 1.0000
14.500 1.4261 0.09648 0.08665 -0.0719 0.0667 1.0000
14.750 1.4093 0.10049 0.09091 -0.0698 0.0668 1.0000
15.000 1.3910 0.10477 0.09544 -0.0681 0.0670 1.0000
15.250 1.3713 0.10938 0.10027 -0.0671 0.0672 1.0000
15.500 1.3523 0.11422 0.10533 -0.0667 0.0674 1.0000
15.750 1.3330 0.11937 0.11067 -0.0669 0.0676 1.0000
16.000 1.3141 0.12482 0.11630 -0.0679 0.0677 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)