Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 27 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-120-050-gn-100000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-100000-n1.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 = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 0.0051 0.12001 0.11321 -0.1228 0.8491 0.0175
-9.750 0.0098 0.11818 0.11138 -0.1225 0.8450 0.0176
-9.500 0.0164 0.11614 0.10934 -0.1229 0.8417 0.0178
-9.250 0.0244 0.11399 0.10718 -0.1235 0.8389 0.0178
-9.000 0.0336 0.11176 0.10492 -0.1245 0.8362 0.0180
-8.750 0.0342 0.11034 0.10353 -0.1231 0.8311 0.0182
-8.500 0.0384 0.10860 0.10180 -0.1227 0.8269 0.0186
-8.250 0.0445 0.10667 0.09986 -0.1228 0.8236 0.0190
-8.000 0.0518 0.10448 0.09766 -0.1233 0.8206 0.0197
-7.750 0.0530 0.10315 0.09636 -0.1219 0.8156 0.0200
-7.500 0.0549 0.10168 0.09492 -0.1208 0.8109 0.0201
-7.250 0.0593 0.10000 0.09324 -0.1203 0.8071 0.0202
-7.000 0.0657 0.09816 0.09139 -0.1203 0.8038 0.0203
-6.750 0.0637 0.09706 0.09032 -0.1182 0.7983 0.0204
-6.500 0.0635 0.09579 0.08908 -0.1165 0.7932 0.0205
-6.250 0.0659 0.09431 0.08762 -0.1155 0.7892 0.0207
-6.000 0.0672 0.09291 0.08623 -0.1142 0.7851 0.0211
-5.750 0.0601 0.09220 0.08557 -0.1109 0.7786 0.0216
-5.500 0.0569 0.09101 0.08440 -0.1088 0.7735 0.0222
-5.000 0.0533 0.08855 0.08200 -0.1050 0.7633 0.0225
-4.750 0.0547 0.08715 0.08061 -0.1037 0.7580 0.0226
-4.500 0.0604 0.08540 0.07888 -0.1035 0.7542 0.0228
-4.250 0.0621 0.08403 0.07752 -0.1023 0.7492 0.0228
-4.000 0.0642 0.08268 0.07620 -0.1012 0.7435 0.0229
-3.750 0.0718 0.08091 0.07443 -0.1014 0.7391 0.0231
-3.250 0.0866 0.07767 0.07121 -0.1014 0.7301 0.0240
-3.000 0.0961 0.07592 0.06945 -0.1020 0.7252 0.0247
-2.750 0.1105 0.07381 0.06732 -0.1035 0.7215 0.0252
-2.500 0.1283 0.07160 0.06508 -0.1056 0.7186 0.0253
-2.250 0.1386 0.07014 0.06364 -0.1060 0.7132 0.0254
-2.000 0.1550 0.06836 0.06185 -0.1076 0.7088 0.0256
-1.750 0.1760 0.06634 0.05980 -0.1099 0.7052 0.0258
-1.500 0.2004 0.06422 0.05764 -0.1129 0.7025 0.0262
-1.250 0.2220 0.06246 0.05585 -0.1153 0.6987 0.0271
-1.000 0.2453 0.06064 0.05401 -0.1180 0.6943 0.0278
-0.750 0.2732 0.05863 0.05195 -0.1214 0.6907 0.0282
-0.500 0.3040 0.05659 0.04986 -0.1252 0.6878 0.0283
-0.250 0.3369 0.05462 0.04783 -0.1292 0.6855 0.0286
0.000 0.3671 0.05299 0.04617 -0.1325 0.6822 0.0288
0.250 0.3971 0.05156 0.04471 -0.1357 0.6782 0.0299
0.500 0.4320 0.04988 0.04296 -0.1397 0.6748 0.0309
0.750 0.4684 0.04818 0.04119 -0.1438 0.6721 0.0312
1.000 0.5060 0.04652 0.03946 -0.1479 0.6697 0.0314
1.250 0.5446 0.04489 0.03777 -0.1520 0.6675 0.0317
1.500 0.5748 0.04395 0.03680 -0.1544 0.6633 0.0322
1.750 0.6085 0.04286 0.03566 -0.1573 0.6596 0.0336
2.000 0.6443 0.04164 0.03438 -0.1604 0.6565 0.0342
2.250 0.6802 0.04044 0.03311 -0.1633 0.6536 0.0344
2.500 0.7169 0.03924 0.03183 -0.1661 0.6510 0.0346
2.750 0.7485 0.03843 0.03098 -0.1680 0.6473 0.0351
3.000 0.7772 0.03787 0.03039 -0.1692 0.6431 0.0361
3.250 0.8097 0.03706 0.02951 -0.1709 0.6395 0.0372
3.500 0.8441 0.03595 0.02827 -0.1725 0.6270 0.0374
3.750 0.8966 0.03321 0.02426 -0.1752 0.4834 0.0377
4.000 0.8691 0.03639 0.02627 -0.1671 0.2868 0.0378
4.250 0.8575 0.03914 0.02797 -0.1622 0.0438 0.0378
4.500 0.8828 0.03891 0.02757 -0.1623 0.0345 0.0386
4.750 0.9063 0.03885 0.02741 -0.1621 0.0314 0.0396
5.000 0.9304 0.03872 0.02717 -0.1619 0.0292 0.0404
5.250 0.9536 0.03866 0.02698 -0.1615 0.0279 0.0406
5.500 0.9764 0.03864 0.02685 -0.1609 0.0274 0.0408
5.750 0.9987 0.03871 0.02680 -0.1603 0.0268 0.0410
6.000 1.0213 0.03869 0.02658 -0.1596 0.0263 0.0420
6.250 1.0399 0.03909 0.02693 -0.1584 0.0254 0.0429
6.500 1.0583 0.03953 0.02730 -0.1572 0.0248 0.0436
6.750 1.0772 0.04003 0.02771 -0.1561 0.0239 0.0439
7.000 1.0963 0.04065 0.02823 -0.1551 0.0232 0.0440
7.250 1.1150 0.04133 0.02885 -0.1540 0.0226 0.0443
7.500 1.1326 0.04211 0.02959 -0.1528 0.0220 0.0445
7.750 1.1489 0.04297 0.03043 -0.1514 0.0218 0.0448
8.000 1.1645 0.04388 0.03133 -0.1499 0.0216 0.0451
8.250 1.1792 0.04486 0.03230 -0.1484 0.0214 0.0463
8.500 1.1925 0.04596 0.03346 -0.1467 0.0213 0.0472
8.750 1.2054 0.04712 0.03467 -0.1450 0.0211 0.0481
9.000 1.2178 0.04833 0.03593 -0.1432 0.0209 0.0488
9.250 1.2296 0.04962 0.03726 -0.1415 0.0208 0.0491
9.500 1.2409 0.05098 0.03867 -0.1397 0.0207 0.0494
9.750 1.2518 0.05239 0.04014 -0.1380 0.0206 0.0498
10.000 1.2622 0.05387 0.04168 -0.1362 0.0205 0.0503
10.250 1.2725 0.05539 0.04326 -0.1345 0.0203 0.0515
10.500 1.2827 0.05694 0.04488 -0.1328 0.0202 0.0532
10.750 1.2929 0.05850 0.04650 -0.1311 0.0202 0.0551
11.000 1.3034 0.06005 0.04811 -0.1295 0.0200 0.0567
11.250 1.3144 0.06157 0.04968 -0.1280 0.0198 0.0592
11.500 1.3258 0.06307 0.05123 -0.1265 0.0196 0.0629
11.750 1.3375 0.06455 0.05277 -0.1251 0.0194 0.0690
12.250 1.3615 0.06663 0.05589 -0.1223 0.0186 1.0000
12.500 1.3754 0.06794 0.05724 -0.1208 0.0182 1.0000
12.750 1.3899 0.06922 0.05856 -0.1194 0.0180 1.0000
13.000 1.4052 0.07047 0.05985 -0.1181 0.0179 1.0000
13.250 1.4211 0.07169 0.06114 -0.1168 0.0177 1.0000
13.500 1.4376 0.07291 0.06243 -0.1155 0.0176 1.0000
13.750 1.4542 0.07415 0.06375 -0.1143 0.0174 1.0000
14.000 1.4708 0.07546 0.06516 -0.1131 0.0173 1.0000
14.250 1.4870 0.07687 0.06671 -0.1119 0.0171 1.0000
14.500 1.5020 0.07843 0.06840 -0.1108 0.0170 1.0000
14.750 1.5154 0.08016 0.07027 -0.1096 0.0167 1.0000
15.000 1.5266 0.08206 0.07232 -0.1084 0.0164 1.0000
15.250 1.5357 0.08411 0.07456 -0.1073 0.0162 1.0000
15.500 1.5431 0.08632 0.07692 -0.1061 0.0159 1.0000
15.750 1.5492 0.08871 0.07948 -0.1050 0.0157 1.0000
16.000 1.5565 0.09170 0.08281 -0.1038 0.0153 1.0000
16.250 1.5587 0.09490 0.08629 -0.1028 0.0151 1.0000
16.500 1.5576 0.09843 0.09011 -0.1019 0.0150 1.0000
16.750 1.5537 0.10228 0.09423 -0.1011 0.0149 1.0000
17.000 1.5471 0.10647 0.09871 -0.1006 0.0148 1.0000
17.250 1.5380 0.11101 0.10352 -0.1005 0.0147 1.0000
17.500 1.5265 0.11594 0.10873 -0.1008 0.0146 1.0000
17.750 1.5129 0.12130 0.11437 -0.1016 0.0145 1.0000
18.000 1.4969 0.12723 0.12057 -0.1031 0.0145 1.0000
18.250 1.4789 0.13378 0.12739 -0.1053 0.0144 1.0000
18.500 1.4582 0.14122 0.13508 -0.1085 0.0144 1.0000
18.750 1.4341 0.14997 0.14410 -0.1132 0.0143 1.0000
19.000 1.4049 0.16093 0.15533 -0.1200 0.0143 1.0000
19.250 1.3665 0.17701 0.17166 -0.1314 0.0143 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)