Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 29.55 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-120-050-gn-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.0112 0.11546 0.10951 -0.1044 0.8874 0.0462
-6.750 -0.0178 0.11527 0.10934 -0.1024 0.8815 0.0463
-6.500 -0.0206 0.11398 0.10809 -0.1003 0.8759 0.0465
-6.250 -0.0094 0.11091 0.10503 -0.1007 0.8733 0.0468
-6.000 0.0027 0.10839 0.10249 -0.1019 0.8711 0.0474
-5.750 -0.0026 0.10752 0.10166 -0.0991 0.8655 0.0477
-5.500 -0.0096 0.10679 0.10097 -0.0960 0.8592 0.0481
-5.250 -0.0030 0.10493 0.09912 -0.0962 0.8560 0.0486
-5.000 0.0084 0.10270 0.09688 -0.0976 0.8537 0.0492
-4.750 -0.0106 0.10296 0.09721 -0.0919 0.8445 0.0494
-4.500 -0.0028 0.10109 0.09533 -0.0926 0.8407 0.0500
-4.250 0.0132 0.09893 0.09315 -0.0958 0.8380 0.0508
-4.000 0.0033 0.09889 0.09315 -0.0930 0.8295 0.0510
-3.750 0.0135 0.09728 0.09155 -0.0949 0.8249 0.0512
-3.500 0.0255 0.09403 0.08830 -0.0946 0.8228 0.0516
-3.250 0.0436 0.09121 0.08546 -0.0965 0.8210 0.0522
-3.000 0.0326 0.09090 0.08521 -0.0926 0.8123 0.0525
-2.750 0.0456 0.08887 0.08317 -0.0937 0.8085 0.0532
-2.500 0.0664 0.08643 0.08070 -0.0966 0.8061 0.0542
-2.250 0.0935 0.08385 0.07808 -0.1009 0.8043 0.0554
-2.000 0.0937 0.08363 0.07788 -0.1002 0.7955 0.0561
-1.750 0.1247 0.08170 0.07589 -0.1063 0.7920 0.0567
-1.500 0.1389 0.07877 0.07297 -0.1060 0.7898 0.0574
-1.250 0.1646 0.07618 0.07036 -0.1087 0.7881 0.0583
-1.000 0.1759 0.07497 0.06916 -0.1091 0.7824 0.0591
-0.750 0.1933 0.07359 0.06777 -0.1107 0.7770 0.0604
-0.500 0.2357 0.07170 0.06579 -0.1178 0.7746 0.0622
-0.250 0.2765 0.06930 0.06331 -0.1241 0.7729 0.0632
0.000 0.3003 0.06675 0.06078 -0.1254 0.7713 0.0646
0.250 0.3379 0.06453 0.05851 -0.1300 0.7701 0.0667
0.750 0.4105 0.06367 0.05746 -0.1408 0.7588 0.0701
1.000 0.4291 0.06105 0.05489 -0.1407 0.7567 0.0709
1.250 0.4594 0.05908 0.05293 -0.1429 0.7551 0.0733
1.500 0.5351 0.05855 0.05214 -0.1549 0.7541 0.0785
1.750 0.5571 0.05570 0.04937 -0.1552 0.7530 0.0795
2.250 0.5858 0.05492 0.04865 -0.1542 0.7405 0.0827
2.500 0.6492 0.05456 0.04805 -0.1625 0.7390 0.0887
2.750 0.6715 0.05223 0.04584 -0.1626 0.7375 0.0907
3.000 0.7075 0.05096 0.04457 -0.1651 0.7364 0.0958
4.000 0.8483 0.04497 0.03837 -0.1715 0.7064 0.1152
5.250 1.0267 0.03475 0.02722 -0.1729 0.5979 0.0876
5.500 1.0283 0.03519 0.02575 -0.1672 0.3395 0.0872
5.750 1.0015 0.03908 0.02849 -0.1603 0.1057 0.0870
6.000 1.0118 0.04005 0.02917 -0.1582 0.0683 0.0855
6.250 1.0304 0.04042 0.02940 -0.1570 0.0615 0.0829
6.500 1.0513 0.04069 0.02949 -0.1560 0.0584 0.0802
6.750 1.0700 0.04121 0.02976 -0.1546 0.0561 0.0784
7.000 1.0849 0.04188 0.03046 -0.1530 0.0545 0.0791
7.250 1.0995 0.04265 0.03130 -0.1513 0.0532 0.0806
7.500 1.1139 0.04352 0.03219 -0.1497 0.0520 0.0820
7.750 1.1289 0.04447 0.03312 -0.1481 0.0511 0.0821
8.000 1.1433 0.04556 0.03418 -0.1466 0.0503 0.0819
8.250 1.1563 0.04681 0.03540 -0.1450 0.0495 0.0821
8.500 1.1683 0.04816 0.03672 -0.1433 0.0488 0.0825
8.750 1.1792 0.04959 0.03814 -0.1414 0.0483 0.0830
9.000 1.1898 0.05105 0.03957 -0.1395 0.0478 0.0837
9.250 1.2004 0.05252 0.04099 -0.1376 0.0472 0.0847
9.500 1.2132 0.05381 0.04219 -0.1358 0.0465 0.0871
9.750 1.2293 0.05481 0.04320 -0.1343 0.0457 0.0900
10.000 1.2468 0.05574 0.04414 -0.1329 0.0447 0.0927
10.250 1.2666 0.05655 0.04492 -0.1317 0.0440 0.0954
10.500 1.2893 0.05723 0.04554 -0.1306 0.0435 0.0991
10.750 1.3152 0.05780 0.04610 -0.1298 0.0431 0.1061
11.000 1.3437 0.05833 0.04665 -0.1293 0.0426 0.1229
11.500 1.4047 0.05876 0.04777 -0.1286 0.0418 1.0000
11.750 1.4393 0.05952 0.04846 -0.1287 0.0414 1.0000
12.000 1.4740 0.06047 0.04932 -0.1290 0.0407 1.0000
12.500 1.5419 0.06331 0.05218 -0.1298 0.0391 1.0000
12.750 1.5660 0.06504 0.05409 -0.1291 0.0389 1.0000
13.000 1.5888 0.06700 0.05625 -0.1283 0.0387 1.0000
13.250 1.6086 0.06917 0.05864 -0.1273 0.0386 1.0000
13.500 1.6247 0.07155 0.06125 -0.1259 0.0385 1.0000
13.750 1.6374 0.07410 0.06404 -0.1242 0.0384 1.0000
14.000 1.6468 0.07682 0.06701 -0.1224 0.0384 1.0000
14.250 1.6506 0.07969 0.07017 -0.1200 0.0384 1.0000
14.500 1.6490 0.08269 0.07346 -0.1173 0.0382 1.0000
14.750 1.6434 0.08583 0.07690 -0.1145 0.0381 1.0000
15.000 1.6354 0.08914 0.08050 -0.1117 0.0379 1.0000
15.250 1.6250 0.09261 0.08426 -0.1091 0.0377 1.0000
15.500 1.6130 0.09626 0.08820 -0.1067 0.0375 1.0000
15.750 1.5998 0.10011 0.09233 -0.1046 0.0373 1.0000
16.000 1.5851 0.10416 0.09664 -0.1028 0.0373 1.0000
16.250 1.5694 0.10844 0.10118 -0.1015 0.0373 1.0000
16.500 1.5526 0.11296 0.10596 -0.1006 0.0374 1.0000
16.750 1.5349 0.11775 0.11100 -0.1002 0.0376 1.0000
17.000 1.5162 0.12284 0.11633 -0.1004 0.0377 1.0000
17.250 1.4970 0.12827 0.12197 -0.1012 0.0378 1.0000
17.500 1.4773 0.13407 0.12799 -0.1026 0.0380 1.0000
17.750 1.4575 0.14025 0.13438 -0.1048 0.0382 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)