Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.13 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-120-050-gn-50000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.0718 0.12920 0.12024 -0.0972 0.8350 0.0228
-9.000 -0.0710 0.12775 0.11883 -0.0961 0.8298 0.0230
-8.750 -0.0674 0.12594 0.11703 -0.0958 0.8258 0.0231
-8.250 -0.0558 0.12188 0.11297 -0.0962 0.8196 0.0232
-8.000 -0.0573 0.12065 0.11177 -0.0945 0.8138 0.0233
-7.750 -0.0550 0.11905 0.11018 -0.0938 0.8094 0.0236
-7.250 -0.0465 0.11543 0.10658 -0.0934 0.8024 0.0246
-7.000 -0.0492 0.11434 0.10554 -0.0915 0.7964 0.0250
-6.750 -0.0484 0.11284 0.10407 -0.0905 0.7918 0.0254
-6.500 -0.0450 0.11116 0.10241 -0.0900 0.7881 0.0256
-6.250 -0.0458 0.10987 0.10114 -0.0885 0.7833 0.0257
-6.000 -0.0489 0.10879 0.10010 -0.0865 0.7776 0.0257
-5.500 -0.0478 0.10582 0.09717 -0.0843 0.7695 0.0259
-5.250 -0.0553 0.10515 0.09656 -0.0814 0.7628 0.0259
-5.000 -0.0555 0.10377 0.09521 -0.0801 0.7578 0.0261
-4.750 -0.0514 0.10203 0.09348 -0.0798 0.7539 0.0266
-4.500 -0.0518 0.10075 0.09224 -0.0786 0.7485 0.0271
-4.250 -0.0508 0.09932 0.09085 -0.0777 0.7429 0.0275
-4.000 -0.0453 0.09750 0.08903 -0.0778 0.7387 0.0279
-3.750 -0.0380 0.09552 0.08704 -0.0782 0.7349 0.0283
-3.500 -0.0364 0.09417 0.08572 -0.0775 0.7288 0.0284
-3.250 -0.0292 0.09236 0.08393 -0.0778 0.7241 0.0284
-3.000 -0.0181 0.09031 0.08187 -0.0788 0.7205 0.0285
-2.750 -0.0086 0.08850 0.08006 -0.0794 0.7160 0.0286
-2.500 0.0001 0.08690 0.07848 -0.0800 0.7108 0.0289
-2.250 0.0137 0.08502 0.07658 -0.0813 0.7065 0.0294
-2.000 0.0312 0.08291 0.07444 -0.0834 0.7032 0.0302
-1.750 0.0479 0.08099 0.07250 -0.0855 0.6991 0.0309
-1.500 0.0639 0.07924 0.07074 -0.0873 0.6942 0.0312
-1.250 0.0843 0.07725 0.06872 -0.0898 0.6903 0.0313
-1.000 0.1084 0.07512 0.06654 -0.0929 0.6871 0.0314
-0.500 0.1560 0.07154 0.06290 -0.0987 0.6794 0.0321
-0.250 0.1818 0.06992 0.06125 -0.1018 0.6754 0.0331
0.250 0.2446 0.06616 0.05736 -0.1098 0.6693 0.0342
0.500 0.2779 0.06434 0.05547 -0.1139 0.6666 0.0344
0.750 0.3061 0.06308 0.05417 -0.1171 0.6619 0.0345
1.000 0.3383 0.06171 0.05276 -0.1208 0.6580 0.0351
1.250 0.3714 0.06041 0.05140 -0.1243 0.6547 0.0362
1.500 0.4075 0.05898 0.04990 -0.1283 0.6520 0.0371
1.750 0.4432 0.05763 0.04848 -0.1320 0.6493 0.0373
2.000 0.4726 0.05687 0.04768 -0.1347 0.6444 0.0375
2.250 0.5048 0.05595 0.04672 -0.1376 0.6403 0.0377
2.500 0.5401 0.05497 0.04567 -0.1409 0.6370 0.0386
2.750 0.5735 0.05411 0.04476 -0.1435 0.6342 0.0397
3.000 0.6046 0.05349 0.04408 -0.1457 0.6303 0.0403
3.250 0.6326 0.05312 0.04368 -0.1474 0.6254 0.0405
3.500 0.6629 0.05260 0.04311 -0.1493 0.6214 0.0406
3.750 0.6948 0.05200 0.04245 -0.1511 0.6181 0.0409
4.000 0.7300 0.05128 0.04163 -0.1533 0.6155 0.0422
4.250 0.7512 0.05158 0.04195 -0.1535 0.6095 0.0430
4.500 0.7774 0.05147 0.04182 -0.1542 0.6049 0.0435
4.750 0.8058 0.05119 0.04149 -0.1551 0.6012 0.0437
5.000 0.8353 0.05084 0.04110 -0.1559 0.5983 0.0439
5.250 0.8556 0.05133 0.04158 -0.1557 0.5920 0.0441
5.500 0.8811 0.05135 0.04154 -0.1559 0.5848 0.0452
5.750 0.9058 0.05112 0.04116 -0.1555 0.5622 0.0465
6.000 0.9362 0.04893 0.03599 -0.1519 0.1590 0.0471
6.250 0.9319 0.05193 0.03826 -0.1491 0.0489 0.0472
6.500 0.9501 0.05282 0.03897 -0.1484 0.0419 0.0473
6.750 0.9687 0.05367 0.03965 -0.1477 0.0388 0.0475
7.000 0.9868 0.05452 0.04038 -0.1468 0.0364 0.0477
7.250 1.0039 0.05547 0.04121 -0.1458 0.0347 0.0482
7.500 1.0201 0.05650 0.04209 -0.1447 0.0332 0.0494
7.750 1.0365 0.05751 0.04298 -0.1436 0.0319 0.0508
8.000 1.0515 0.05865 0.04407 -0.1424 0.0307 0.0516
8.250 1.0656 0.05989 0.04529 -0.1411 0.0297 0.0520
8.500 1.0791 0.06121 0.04661 -0.1398 0.0292 0.0523
8.750 1.0921 0.06260 0.04801 -0.1384 0.0289 0.0526
9.000 1.1044 0.06407 0.04951 -0.1371 0.0286 0.0532
9.250 1.1160 0.06563 0.05110 -0.1357 0.0282 0.0544
9.500 1.1274 0.06723 0.05274 -0.1344 0.0277 0.0560
9.750 1.1384 0.06888 0.05449 -0.1331 0.0272 0.0575
10.000 1.1490 0.07060 0.05631 -0.1317 0.0265 0.0586
10.250 1.1595 0.07236 0.05816 -0.1304 0.0258 0.0597
10.500 1.1696 0.07417 0.06007 -0.1291 0.0252 0.0616
10.750 1.1795 0.07602 0.06204 -0.1279 0.0247 0.0640
11.000 1.1893 0.07789 0.06401 -0.1267 0.0242 0.0665
11.250 1.1990 0.07978 0.06600 -0.1254 0.0240 0.0698
11.500 1.2090 0.08164 0.06800 -0.1243 0.0238 0.0739
11.750 1.2193 0.08346 0.06994 -0.1231 0.0237 0.0806
12.000 1.2303 0.08520 0.07186 -0.1219 0.0235 0.0944
12.250 1.2374 0.08604 0.07360 -0.1206 0.0234 1.0000
12.500 1.2496 0.08756 0.07510 -0.1192 0.0233 1.0000
12.750 1.2631 0.08889 0.07647 -0.1179 0.0231 1.0000
13.000 1.2784 0.08999 0.07764 -0.1165 0.0230 1.0000
13.250 1.2958 0.09083 0.07854 -0.1150 0.0229 1.0000
13.500 1.3159 0.09137 0.07916 -0.1136 0.0227 1.0000
13.750 1.3392 0.09163 0.07952 -0.1121 0.0224 1.0000
14.000 1.3635 0.09192 0.07996 -0.1108 0.0218 1.0000
14.250 1.3855 0.09262 0.08079 -0.1095 0.0211 1.0000
14.500 1.4045 0.09371 0.08203 -0.1084 0.0206 1.0000
14.750 1.4209 0.09516 0.08366 -0.1074 0.0201 1.0000
15.000 1.4356 0.09687 0.08555 -0.1064 0.0199 1.0000
15.250 1.4480 0.09890 0.08778 -0.1055 0.0198 1.0000
15.500 1.4575 0.10127 0.09036 -0.1047 0.0197 1.0000
15.750 1.4641 0.10395 0.09327 -0.1040 0.0196 1.0000
16.000 1.4679 0.10695 0.09652 -0.1034 0.0195 1.0000
16.250 1.4692 0.11025 0.10006 -0.1030 0.0194 1.0000
16.500 1.4679 0.11387 0.10393 -0.1028 0.0194 1.0000
16.750 1.4641 0.11783 0.10815 -0.1030 0.0193 1.0000
17.000 1.4575 0.12235 0.11293 -0.1035 0.0192 1.0000
17.250 1.4477 0.12747 0.11835 -0.1046 0.0191 1.0000
17.500 1.4349 0.13323 0.12441 -0.1063 0.0190 1.0000
17.750 1.4197 0.13969 0.13116 -0.1089 0.0189 1.0000
18.000 1.4016 0.14712 0.13888 -0.1125 0.0188 1.0000
18.250 1.3813 0.15567 0.14769 -0.1175 0.0187 1.0000
18.500 1.3588 0.16579 0.15806 -0.1240 0.0186 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)