Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 42.38 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-120-050-gn-200000.txt Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.750 -0.0326 0.11464 0.11057 -0.0978 0.8920 0.0409
-6.500 -0.0211 0.11238 0.10830 -0.0995 0.8893 0.0415
-6.250 -0.0070 0.11022 0.10612 -0.1023 0.8874 0.0419
-6.000 0.0052 0.10895 0.10483 -0.1058 0.8856 0.0421
-5.750 0.0220 0.09822 0.09443 -0.0932 0.8564 0.0423
-5.500 0.0369 0.09462 0.09082 -0.0945 0.8550 0.0427
-5.250 0.0152 0.09552 0.09178 -0.0882 0.8460 0.0427
-5.000 0.0158 0.09384 0.09011 -0.0869 0.8418 0.0430
-4.750 0.0241 0.09136 0.08763 -0.0873 0.8395 0.0436
-4.500 0.0346 0.08867 0.08492 -0.0884 0.8378 0.0443
-4.250 0.0024 0.09052 0.08685 -0.0802 0.8266 0.0442
-4.000 0.0116 0.08810 0.08443 -0.0812 0.8238 0.0448
-3.750 0.0272 0.08517 0.08148 -0.0838 0.8220 0.0455
-3.500 0.0075 0.08592 0.08228 -0.0786 0.8125 0.0457
-3.250 0.0169 0.08444 0.08078 -0.0810 0.8082 0.0462
-3.000 0.0440 0.08241 0.07870 -0.0889 0.8059 0.0464
-2.750 0.0573 0.07798 0.07427 -0.0879 0.8048 0.0466
-2.500 0.0371 0.07874 0.07508 -0.0824 0.7945 0.0467
-2.250 0.0488 0.07611 0.07245 -0.0825 0.7916 0.0472
-2.000 0.0693 0.07329 0.06962 -0.0850 0.7897 0.0479
-1.750 0.0957 0.07027 0.06657 -0.0889 0.7884 0.0488
-1.500 0.0869 0.07060 0.06693 -0.0861 0.7793 0.0491
-1.250 0.1081 0.06856 0.06487 -0.0893 0.7758 0.0501
-1.000 0.1723 0.06695 0.06310 -0.1045 0.7742 0.0512
-0.750 0.1829 0.06302 0.05920 -0.1026 0.7727 0.0515
-0.500 0.2073 0.05992 0.05609 -0.1045 0.7716 0.0523
-0.250 0.2053 0.06027 0.05647 -0.1025 0.7629 0.0527
0.000 0.2311 0.05850 0.05468 -0.1056 0.7595 0.0538
0.250 0.2711 0.05632 0.05244 -0.1116 0.7578 0.0555
0.500 0.3363 0.05429 0.05027 -0.1236 0.7570 0.0568
0.750 0.3592 0.05119 0.04719 -0.1244 0.7557 0.0576
1.000 0.3957 0.04881 0.04479 -0.1282 0.7548 0.0592
1.250 0.5322 0.05774 0.05314 -0.1592 0.7719 0.0628
1.500 0.5559 0.05488 0.05035 -0.1597 0.7710 0.0633
1.750 0.5766 0.05371 0.04921 -0.1601 0.7679 0.0642
2.000 0.6286 0.05139 0.04685 -0.1658 0.7690 0.0672
2.500 0.6935 0.04911 0.04446 -0.1704 0.7559 0.0712
2.750 0.8333 0.03965 0.03472 -0.1874 0.7571 0.0791
3.000 0.9204 0.03304 0.02808 -0.1965 0.7571 0.0854
3.250 0.9902 0.02875 0.02362 -0.2030 0.7445 0.0910
3.500 1.0346 0.02618 0.02086 -0.2049 0.7153 0.0973
3.750 1.0604 0.02502 0.01932 -0.2037 0.6642 0.1018
4.000 1.0582 0.02527 0.01891 -0.1976 0.5605 0.1035
4.250 1.0318 0.02721 0.02017 -0.1880 0.4509 0.1038
4.500 1.0024 0.02980 0.02207 -0.1788 0.3232 0.1040
4.750 0.9762 0.03271 0.02424 -0.1708 0.1542 0.1045
5.000 0.9747 0.03421 0.02539 -0.1667 0.0738 0.1075
5.250 0.9952 0.03448 0.02554 -0.1658 0.0680 0.1153
5.500 1.0085 0.03479 0.02590 -0.1640 0.0646 0.1189
5.750 1.0295 0.03520 0.02622 -0.1630 0.0628 0.1289
6.000 1.0431 0.03544 0.02656 -0.1612 0.0615 0.1324
6.250 1.0597 0.03611 0.02717 -0.1597 0.0603 0.1443
6.500 1.0715 0.03663 0.02777 -0.1577 0.0594 0.1489
6.750 1.0839 0.03752 0.02863 -0.1557 0.0581 0.1612
7.000 1.0936 0.03871 0.02978 -0.1535 0.0570 0.1757
7.250 1.0993 0.03984 0.03098 -0.1509 0.0559 0.1815
7.500 1.1072 0.04112 0.03227 -0.1485 0.0553 0.1976
7.750 1.1180 0.04222 0.03336 -0.1465 0.0550 0.2157
8.000 1.1313 0.04314 0.03427 -0.1447 0.0548 0.2439
8.500 1.1770 0.04426 0.03487 -0.1422 0.0543 0.1467
8.750 1.1912 0.04525 0.03604 -0.1408 0.0542 0.2106
9.000 1.2089 0.04569 0.03669 -0.1396 0.0541 0.3130
9.250 1.2498 0.04555 0.03559 -0.1389 0.0540 0.1020
9.500 1.2799 0.04591 0.03587 -0.1384 0.0540 0.1005
9.750 1.3125 0.04622 0.03615 -0.1385 0.0537 0.1007
10.000 1.3507 0.04657 0.03651 -0.1393 0.0533 0.1025
10.250 1.4119 0.04674 0.03664 -0.1426 0.0539 0.1094
10.500 1.5087 0.04728 0.03701 -0.1508 0.0557 0.1380
13.000 1.6772 0.07341 0.06727 -0.1299 0.0861 1.0000
13.250 1.6492 0.07570 0.06982 -0.1232 0.0846 1.0000
13.500 1.6269 0.07868 0.07302 -0.1178 0.0830 1.0000
13.750 1.6094 0.08201 0.07654 -0.1136 0.0815 1.0000
14.000 1.6075 0.08540 0.08000 -0.1113 0.0797 1.0000
14.250 1.7227 0.09008 0.08416 -0.1227 0.0740 1.0000
14.500 1.6922 0.09228 0.08664 -0.1168 0.0730 1.0000
14.750 1.6666 0.09533 0.08992 -0.1123 0.0719 1.0000
15.000 1.6435 0.09886 0.09366 -0.1088 0.0710 1.0000
15.250 1.6216 0.10272 0.09772 -0.1059 0.0702 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)