Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.17 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-120-050-gn-50000.txt Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.500 -0.3784 0.15250 0.14585 -0.0148 1.0000 0.0772
-6.250 -0.3853 0.15250 0.14589 -0.0138 1.0000 0.0778
-6.000 -0.3962 0.15325 0.14669 -0.0125 1.0000 0.0781
-5.500 -0.4068 0.15037 0.14392 -0.0099 1.0000 0.0788
-5.250 -0.3998 0.14572 0.13929 -0.0089 1.0000 0.0796
-5.000 -0.4004 0.14329 0.13689 -0.0075 1.0000 0.0804
-4.750 -0.4028 0.14135 0.13497 -0.0062 1.0000 0.0814
-4.500 -0.4043 0.13958 0.13323 -0.0054 1.0000 0.0823
-4.250 -0.4051 0.13782 0.13150 -0.0048 1.0000 0.0834
-4.000 -0.4053 0.13612 0.12983 -0.0046 1.0000 0.0845
-3.750 -0.4045 0.13456 0.12829 -0.0048 1.0000 0.0858
-3.500 -0.4016 0.13362 0.12737 -0.0064 1.0000 0.0872
-3.250 -0.3919 0.13452 0.12825 -0.0118 1.0000 0.0882
-3.000 -0.3856 0.13190 0.12566 -0.0130 1.0000 0.0888
-2.750 -0.3856 0.12748 0.12128 -0.0099 1.0000 0.0896
-2.500 -0.3823 0.12438 0.11820 -0.0089 1.0000 0.0908
-2.250 -0.3763 0.12189 0.11573 -0.0090 1.0000 0.0922
-2.000 -0.3682 0.11965 0.11349 -0.0100 1.0000 0.0939
-1.750 -0.3574 0.11760 0.11144 -0.0119 1.0000 0.0958
-1.500 -0.3405 0.11608 0.10989 -0.0157 1.0000 0.0982
-1.250 -0.2983 0.11701 0.11072 -0.0283 1.0000 0.1002
-1.000 -0.3013 0.11236 0.10613 -0.0244 1.0000 0.1010
-0.750 -0.2976 0.10900 0.10280 -0.0228 1.0000 0.1026
-0.500 -0.2862 0.10654 0.10035 -0.0235 1.0000 0.1050
-0.250 -0.2682 0.10458 0.09838 -0.0262 1.0000 0.1080
0.000 -0.1981 0.10732 0.10089 -0.0443 1.0000 0.1129
0.250 -0.2011 0.10250 0.09615 -0.0406 1.0000 0.1137
0.500 -0.1964 0.09907 0.09278 -0.0389 1.0000 0.1152
0.750 -0.1827 0.09674 0.09046 -0.0396 1.0000 0.1179
1.000 -0.1593 0.09521 0.08891 -0.0430 1.0000 0.1225
1.250 -0.1086 0.09558 0.08915 -0.0538 0.9999 0.1278
1.500 -0.0971 0.09242 0.08604 -0.0534 0.9975 0.1305
1.750 -0.0670 0.09126 0.08485 -0.0575 0.9946 0.1359
2.000 -0.0106 0.09225 0.08569 -0.0688 0.9916 0.1429
2.250 0.0037 0.08945 0.08295 -0.0688 0.9880 0.1460
2.500 0.0677 0.09217 0.08547 -0.0809 0.9847 0.1580
2.750 0.0723 0.08847 0.08189 -0.0789 0.9818 0.1607
3.000 0.1018 0.08784 0.08125 -0.0824 0.9774 0.1701
3.250 0.1415 0.08790 0.08127 -0.0883 0.9742 0.1777
3.500 0.1830 0.08937 0.08262 -0.0948 0.9704 0.1905
3.750 0.1968 0.08685 0.08021 -0.0946 0.9662 0.1955
4.000 0.2365 0.08762 0.08093 -0.1001 0.9625 0.2097
4.250 0.2681 0.08821 0.08150 -0.1039 0.9599 0.2256
4.500 0.2922 0.08797 0.08128 -0.1061 0.9542 0.2414
4.750 0.3219 0.08802 0.08136 -0.1091 0.9502 0.2593
5.000 0.3535 0.08866 0.08203 -0.1122 0.9476 0.2807
5.250 0.3695 0.08822 0.08164 -0.1127 0.9430 0.3025
5.500 0.3986 0.08917 0.08259 -0.1155 0.9375 0.3417
5.750 0.4222 0.08881 0.08236 -0.1167 0.9345 0.3859
6.000 0.4455 0.08906 0.08272 -0.1175 0.9327 0.4821
6.250 0.4524 0.08758 0.08135 -0.1158 0.9281 0.5347
6.500 0.4737 0.08718 0.08104 -0.1164 0.9232 0.5900
6.750 0.5069 0.08818 0.08204 -0.1193 0.9196 0.6381
7.000 0.5464 0.09027 0.08407 -0.1234 0.9173 0.6772
7.250 0.5589 0.09016 0.08397 -0.1236 0.9107 0.6936
7.500 0.5945 0.09191 0.08568 -0.1273 0.9051 0.7169
7.750 0.6249 0.09373 0.08750 -0.1303 0.8959 0.7264
8.000 0.6865 0.09697 0.09067 -0.1376 0.8676 0.6974
8.250 1.1054 0.05899 0.05144 -0.1491 0.5529 0.2439
8.500 1.1261 0.05569 0.04520 -0.1415 0.1848 0.2394
8.750 1.1234 0.05875 0.04788 -0.1388 0.1610 0.2386
9.000 1.1265 0.06128 0.05023 -0.1366 0.1509 0.2376
9.250 1.1341 0.06338 0.05226 -0.1347 0.1449 0.2362
9.500 1.1420 0.06544 0.05427 -0.1327 0.1402 0.2351
9.750 1.1504 0.06743 0.05618 -0.1308 0.1367 0.2354
10.000 1.1603 0.06923 0.05784 -0.1288 0.1338 0.2369
10.250 1.1780 0.07018 0.05879 -0.1270 0.1316 0.2431
10.500 1.2020 0.07048 0.05907 -0.1252 0.1295 0.2560
10.750 1.2407 0.06947 0.05806 -0.1239 0.1273 0.2784
11.000 1.3113 0.06557 0.05453 -0.1241 0.1233 1.0000
11.250 1.5436 0.06178 0.04926 -0.1405 0.1195 1.0000
11.500 1.6070 0.06385 0.05158 -0.1439 0.1216 1.0000
11.750 1.6487 0.06655 0.05470 -0.1448 0.1237 1.0000
12.000 1.6863 0.06978 0.05828 -0.1456 0.1252 1.0000
12.250 1.7124 0.07319 0.06205 -0.1450 0.1269 1.0000
12.500 1.7408 0.07739 0.06657 -0.1450 0.1301 1.0000
12.750 1.7900 0.08298 0.07243 -0.1481 0.1351 1.0000
13.000 1.7529 0.08364 0.07365 -0.1385 0.1372 1.0000
13.250 1.7265 0.08630 0.07684 -0.1315 0.1407 1.0000
13.500 1.7197 0.09057 0.08149 -0.1277 0.1453 1.0000
13.750 1.7359 0.09553 0.08674 -0.1266 0.1519 1.0000
14.000 1.6881 0.09816 0.08983 -0.1191 0.1535 1.0000
14.250 1.6427 0.10231 0.09441 -0.1135 0.1558 1.0000
14.500 1.5989 0.10749 0.09996 -0.1096 0.1579 1.0000
14.750 1.5600 0.11355 0.10633 -0.1073 0.1606 1.0000
15.000 1.5557 0.11987 0.11286 -0.1070 0.1684 1.0000
15.250 1.4938 0.12750 0.12078 -0.1069 0.1691 1.0000
15.500 1.4158 0.13899 0.13254 -0.1112 0.1700 1.0000
15.750 1.3417 0.15771 0.15142 -0.1226 0.1812 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)