Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 53.7 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-120-050-gn-1000000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-1000000-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 = 1.000 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 0.1575 0.10676 0.10428 -0.1819 0.9317 0.0164
-11.250 0.1659 0.10449 0.10200 -0.1828 0.9281 0.0165
-11.000 0.1730 0.10042 0.09790 -0.1852 0.9246 0.0172
-10.750 0.1902 0.09832 0.09578 -0.1880 0.9218 0.0173
-10.500 0.2091 0.09633 0.09377 -0.1911 0.9195 0.0175
-10.000 0.2368 0.09240 0.08980 -0.1947 0.9131 0.0180
-9.750 0.2493 0.09049 0.08788 -0.1961 0.9091 0.0185
-9.500 0.2625 0.08807 0.08543 -0.1982 0.9055 0.0186
-9.250 0.2778 0.08568 0.08301 -0.2007 0.9022 0.0189
-9.000 0.2820 0.08234 0.07965 -0.2019 0.8977 0.0198
-8.750 0.2948 0.08095 0.07825 -0.2027 0.8936 0.0199
-8.500 0.3092 0.07944 0.07672 -0.2040 0.8895 0.0201
-8.250 0.3221 0.07711 0.07436 -0.2059 0.8856 0.0201
-8.000 0.3338 0.07596 0.07321 -0.2061 0.8817 0.0205
-7.750 0.3442 0.07435 0.07159 -0.2066 0.8772 0.0208
-7.500 0.3559 0.07263 0.06985 -0.2075 0.8728 0.0211
-7.250 0.3671 0.07071 0.06790 -0.2085 0.8687 0.0215
-7.000 0.3741 0.06896 0.06615 -0.2084 0.8642 0.0218
-6.750 0.3772 0.06647 0.06364 -0.2085 0.8585 0.0226
-6.500 0.3875 0.06502 0.06217 -0.2087 0.8541 0.0227
-6.250 0.3958 0.06379 0.06094 -0.2082 0.8500 0.0228
-6.000 0.4047 0.06291 0.06008 -0.2074 0.8453 0.0231
-5.750 0.4106 0.06175 0.05890 -0.2063 0.8403 0.0233
-5.500 0.4201 0.06052 0.05765 -0.2062 0.8360 0.0238
-5.250 0.4287 0.05902 0.05616 -0.2062 0.8318 0.0241
-5.000 0.4378 0.05738 0.05452 -0.2064 0.8269 0.0243
-4.750 0.4488 0.05570 0.05281 -0.2070 0.8223 0.0246
-4.500 0.4578 0.05299 0.05007 -0.2087 0.8179 0.0255
-4.250 0.4718 0.05184 0.04894 -0.2090 0.8139 0.0256
-4.000 0.4865 0.05065 0.04774 -0.2094 0.8095 0.0258
-3.750 0.5023 0.04949 0.04656 -0.2099 0.8054 0.0261
-3.500 0.5187 0.04804 0.04510 -0.2109 0.8017 0.0264
-3.250 0.5350 0.04652 0.04358 -0.2119 0.7978 0.0267
-3.000 0.5524 0.04493 0.04198 -0.2131 0.7935 0.0270
-2.500 0.5953 0.04033 0.03728 -0.2185 0.7853 0.0286
-2.250 0.6122 0.03926 0.03622 -0.2185 0.7790 0.0287
-2.000 0.6306 0.03815 0.03507 -0.2187 0.7736 0.0289
-1.750 0.6410 0.03725 0.03414 -0.2169 0.7641 0.0292
-1.500 0.6551 0.03612 0.03296 -0.2161 0.7551 0.0295
-1.250 0.6754 0.03473 0.03154 -0.2167 0.7483 0.0298
-1.000 0.6963 0.03326 0.03002 -0.2175 0.7407 0.0302
-0.750 0.7313 0.03024 0.02689 -0.2224 0.7341 0.0317
-0.500 0.7489 0.02944 0.02606 -0.2215 0.7237 0.0319
-0.250 0.7663 0.02868 0.02525 -0.2206 0.7129 0.0321
0.000 0.7825 0.02783 0.02432 -0.2194 0.6998 0.0323
0.250 0.7992 0.02701 0.02340 -0.2183 0.6843 0.0325
0.500 0.8146 0.02620 0.02249 -0.2168 0.6636 0.0329
0.750 0.8284 0.02545 0.02159 -0.2150 0.6376 0.0332
1.000 0.8414 0.02476 0.02072 -0.2130 0.6073 0.0336
1.250 0.8628 0.02295 0.01852 -0.2132 0.5599 0.0351
1.500 0.8521 0.02376 0.01887 -0.2062 0.4729 0.0351
1.750 0.8205 0.02615 0.02043 -0.1955 0.2953 0.0351
2.000 0.7977 0.02840 0.02187 -0.1869 0.0482 0.0352
2.250 0.8206 0.02805 0.02143 -0.1867 0.0318 0.0353
2.500 0.8451 0.02763 0.02095 -0.1867 0.0284 0.0356
2.750 0.8715 0.02702 0.02027 -0.1871 0.0267 0.0359
3.000 0.8983 0.02635 0.01952 -0.1875 0.0258 0.0363
3.500 0.9671 0.02276 0.01545 -0.1908 0.0241 0.0388
3.750 0.9886 0.02248 0.01509 -0.1898 0.0235 0.0390
4.000 1.0098 0.02226 0.01479 -0.1887 0.0232 0.0394
4.250 1.0326 0.02171 0.01410 -0.1878 0.0231 0.0401
4.500 1.0584 0.02018 0.01204 -0.1873 0.0229 0.0418
4.750 1.0772 0.02031 0.01206 -0.1857 0.0228 0.0421
5.000 1.0955 0.02043 0.01211 -0.1840 0.0224 0.0425
5.250 1.1133 0.02073 0.01239 -0.1822 0.0222 0.0428
5.500 1.1311 0.02110 0.01275 -0.1805 0.0220 0.0430
5.750 1.1485 0.02150 0.01315 -0.1787 0.0218 0.0434
6.000 1.1650 0.02196 0.01361 -0.1767 0.0218 0.0438
6.250 1.1815 0.02242 0.01405 -0.1748 0.0215 0.0441
6.500 1.1980 0.02289 0.01451 -0.1730 0.0215 0.0444
6.750 1.2145 0.02338 0.01500 -0.1711 0.0213 0.0448
7.000 1.2299 0.02394 0.01557 -0.1691 0.0211 0.0450
7.250 1.2454 0.02452 0.01615 -0.1671 0.0210 0.0452
7.500 1.2602 0.02517 0.01682 -0.1650 0.0209 0.0455
7.750 1.2753 0.02582 0.01748 -0.1631 0.0208 0.0457
8.000 1.2895 0.02653 0.01820 -0.1610 0.0207 0.0458
8.250 1.3037 0.02727 0.01897 -0.1590 0.0205 0.0460
8.500 1.3179 0.02804 0.01976 -0.1570 0.0204 0.0463
8.750 1.3307 0.02891 0.02065 -0.1548 0.0203 0.0466
9.000 1.3436 0.02979 0.02157 -0.1527 0.0201 0.0468
9.250 1.3562 0.03072 0.02253 -0.1506 0.0200 0.0471
9.500 1.3670 0.03182 0.02366 -0.1484 0.0198 0.0474
9.750 1.3763 0.03306 0.02495 -0.1460 0.0195 0.0478
10.000 1.3853 0.03438 0.02632 -0.1436 0.0193 0.0483
10.250 1.3966 0.03553 0.02751 -0.1416 0.0192 0.0487
10.500 1.4100 0.03652 0.02853 -0.1398 0.0192 0.0493
10.750 1.4215 0.03770 0.02975 -0.1379 0.0191 0.0500
11.000 1.4340 0.03879 0.03088 -0.1361 0.0190 0.0509
11.250 1.4455 0.04001 0.03214 -0.1343 0.0189 0.0522
11.500 1.4578 0.04117 0.03335 -0.1325 0.0188 0.0537
11.750 1.4692 0.04244 0.03466 -0.1308 0.0187 0.0556
12.000 1.4803 0.04374 0.03602 -0.1290 0.0186 0.0605
12.250 1.4921 0.04500 0.03737 -0.1273 0.0185 0.0963
12.500 1.5040 0.04619 0.03883 -0.1257 0.0183 0.3116
13.000 1.5484 0.04895 0.04250 -0.1274 0.0180 1.0000
13.250 1.5590 0.05030 0.04388 -0.1257 0.0179 1.0000
13.500 1.5703 0.05159 0.04521 -0.1240 0.0178 1.0000
13.750 1.5811 0.05297 0.04662 -0.1223 0.0177 1.0000
14.000 1.5918 0.05436 0.04805 -0.1207 0.0176 1.0000
14.250 1.6028 0.05571 0.04944 -0.1192 0.0175 1.0000
14.500 1.6140 0.05705 0.05082 -0.1176 0.0173 1.0000
14.750 1.6250 0.05845 0.05225 -0.1162 0.0172 1.0000
15.000 1.6355 0.05990 0.05375 -0.1148 0.0171 1.0000
15.250 1.6459 0.06140 0.05528 -0.1134 0.0169 1.0000
15.500 1.6564 0.06287 0.05680 -0.1121 0.0168 1.0000
15.750 1.6665 0.06442 0.05838 -0.1108 0.0167 1.0000
16.000 1.6760 0.06603 0.06005 -0.1095 0.0166 1.0000
16.250 1.6855 0.06766 0.06171 -0.1082 0.0165 1.0000
16.500 1.6949 0.06930 0.06340 -0.1070 0.0164 1.0000
16.750 1.7039 0.07101 0.06517 -0.1058 0.0164 1.0000
17.000 1.7121 0.07285 0.06705 -0.1046 0.0163 1.0000
17.250 1.7205 0.07466 0.06891 -0.1035 0.0162 1.0000
17.500 1.7288 0.07648 0.07079 -0.1024 0.0161 1.0000
17.750 1.7364 0.07842 0.07280 -0.1013 0.0160 1.0000
18.000 1.7444 0.08039 0.07488 -0.1001 0.0158 1.0000
18.250 1.7503 0.08257 0.07715 -0.0992 0.0157 1.0000
18.500 1.7561 0.08477 0.07944 -0.0983 0.0157 1.0000
18.750 1.7609 0.08712 0.08189 -0.0975 0.0156 1.0000
19.000 1.7651 0.08956 0.08444 -0.0967 0.0156 1.0000
19.250 1.7690 0.09205 0.08703 -0.0960 0.0155 1.0000
19.500 1.7714 0.09476 0.08985 -0.0954 0.0154 1.0000
19.750 1.7734 0.09753 0.09274 -0.0949 0.0154 1.0000
20.000 1.7738 0.10056 0.09590 -0.0945 0.0153 1.0000
20.250 1.7735 0.10369 0.09918 -0.0942 0.0152 1.0000
20.500 1.7714 0.10715 0.10279 -0.0941 0.0151 1.0000
20.750 1.7685 0.11071 0.10650 -0.0942 0.0150 1.0000
21.000 1.7636 0.11462 0.11057 -0.0945 0.0148 1.0000
21.250 1.7580 0.11866 0.11475 -0.0950 0.0147 1.0000
21.500 1.7512 0.12292 0.11918 -0.0958 0.0145 1.0000
21.750 1.7419 0.12766 0.12408 -0.0970 0.0144 1.0000
22.000 1.7306 0.13279 0.12938 -0.0985 0.0143 1.0000
22.250 1.7167 0.13851 0.13529 -0.1006 0.0142 1.0000
22.500 1.6999 0.14489 0.14187 -0.1034 0.0140 1.0000
22.750 1.6802 0.15203 0.14921 -0.1069 0.0139 1.0000
23.000 1.6586 0.15982 0.15718 -0.1113 0.0138 1.0000
23.250 1.6267 0.17023 0.16784 -0.1180 0.0137 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)