Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 32.38 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-120-050-gn-100000.txt Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-4.750 -0.3441 0.13588 0.13127 -0.0212 0.9742 0.0527
-4.500 -0.3483 0.13443 0.12985 -0.0198 0.9716 0.0530
-4.250 -0.3451 0.13244 0.12788 -0.0201 0.9664 0.0536
-4.000 -0.3331 0.13053 0.12595 -0.0228 0.9624 0.0545
-3.750 -0.3275 0.12907 0.12450 -0.0240 0.9599 0.0554
-3.500 -0.3241 0.12738 0.12281 -0.0252 0.9536 0.0561
-3.000 -0.2854 0.12409 0.11947 -0.0355 0.9468 0.0568
-2.750 -0.2916 0.12111 0.11653 -0.0322 0.9422 0.0570
-2.500 -0.2802 0.11820 0.11362 -0.0331 0.9370 0.0576
-2.250 -0.2592 0.11589 0.11129 -0.0365 0.9336 0.0585
-2.000 -0.2450 0.11416 0.10955 -0.0388 0.9318 0.0595
-1.750 -0.2426 0.11186 0.10726 -0.0384 0.9258 0.0603
-1.500 -0.2093 0.11004 0.10538 -0.0457 0.9206 0.0622
-1.250 -0.1582 0.10875 0.10399 -0.0579 0.9175 0.0630
-1.000 -0.1590 0.10612 0.10139 -0.0555 0.9157 0.0633
-0.750 -0.1550 0.10335 0.09865 -0.0542 0.9092 0.0639
-0.500 -0.1297 0.10105 0.09632 -0.0577 0.9047 0.0651
-0.250 -0.0908 0.09945 0.09467 -0.0643 0.9019 0.0670
0.000 -0.0644 0.09852 0.09369 -0.0694 0.8996 0.0693
0.250 -0.0276 0.09690 0.09199 -0.0767 0.8926 0.0703
0.500 -0.0101 0.09403 0.08914 -0.0773 0.8885 0.0711
0.750 0.0263 0.09251 0.08759 -0.0822 0.8859 0.0730
1.000 0.0391 0.09126 0.08634 -0.0832 0.8834 0.0744
1.250 0.0700 0.09002 0.08505 -0.0878 0.8761 0.0771
1.500 0.1259 0.08894 0.08386 -0.0975 0.8719 0.0793
1.750 0.1593 0.08749 0.08241 -0.1010 0.8695 0.0817
2.000 0.1622 0.08640 0.08135 -0.0997 0.8656 0.0831
2.250 0.2002 0.08578 0.08066 -0.1050 0.8587 0.0868
2.500 0.2594 0.08529 0.08006 -0.1143 0.8548 0.0895
2.750 0.2955 0.08451 0.07928 -0.1179 0.8527 0.0923
3.000 0.2892 0.08344 0.07827 -0.1149 0.8457 0.0937
3.250 0.3531 0.08451 0.07915 -0.1246 0.8401 0.1006
3.500 0.3868 0.08297 0.07767 -0.1273 0.8371 0.1034
3.750 0.3944 0.08291 0.07765 -0.1265 0.8340 0.1057
4.000 0.4428 0.08451 0.07903 -0.1327 0.8247 0.1133
4.250 0.4757 0.08256 0.07719 -0.1352 0.8211 0.1161
4.500 0.5018 0.08315 0.07779 -0.1370 0.8190 0.1223
4.750 0.5197 0.08352 0.07808 -0.1378 0.8086 0.1282
5.000 0.6247 0.07785 0.07228 -0.1467 0.7662 0.1447
5.250 0.5914 0.08427 0.07883 -0.1438 0.8022 0.1439
6.000 1.0630 0.03283 0.02570 -0.1647 0.4567 0.4178
6.250 1.0311 0.03653 0.02823 -0.1566 0.2683 0.4194
6.500 1.0167 0.03943 0.03029 -0.1515 0.1154 0.4393
6.750 1.0280 0.04009 0.03085 -0.1494 0.1015 0.4825
7.000 1.0435 0.04068 0.03145 -0.1478 0.0961 0.5148
7.250 1.0582 0.04132 0.03212 -0.1462 0.0923 0.5338
7.500 1.0718 0.04244 0.03325 -0.1447 0.0896 0.5384
7.750 1.0879 0.04395 0.03475 -0.1434 0.0881 0.5165
8.000 1.1271 0.04656 0.03661 -0.1444 0.0869 0.2053
8.250 1.1431 0.04765 0.03751 -0.1426 0.0858 0.1735
8.500 1.1564 0.04866 0.03855 -0.1409 0.0846 0.1654
8.750 1.1719 0.04986 0.03960 -0.1393 0.0832 0.1551
9.000 1.1890 0.05090 0.04053 -0.1379 0.0814 0.1509
9.250 1.2100 0.05172 0.04114 -0.1367 0.0798 0.1472
9.500 1.2382 0.05212 0.04130 -0.1358 0.0789 0.1459
9.750 1.2757 0.05210 0.04109 -0.1358 0.0784 0.1516
10.000 1.3223 0.05193 0.04070 -0.1365 0.0782 0.1573
10.250 1.3749 0.05185 0.04055 -0.1382 0.0786 0.1689
10.500 1.4384 0.05208 0.04082 -0.1414 0.0792 0.2191
10.750 1.4955 0.05242 0.04156 -0.1442 0.0789 1.0000
11.000 1.5458 0.05401 0.04328 -0.1462 0.0802 1.0000
11.500 1.8081 0.06870 0.05889 -0.1737 0.1180 1.0000
14.500 1.1936 0.17344 0.16882 -0.1510 0.2946 0.1728
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)