Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.4 at α=12.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-120-050-gn-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.1959 0.14328 0.13569 -0.0633 0.9348 0.0623
-7.250 -0.1916 0.14244 0.13485 -0.0647 0.9315 0.0626
-7.000 -0.1978 0.14207 0.13452 -0.0631 0.9258 0.0628
-6.750 -0.1874 0.13787 0.13033 -0.0632 0.9226 0.0633
-6.500 -0.1777 0.13504 0.12750 -0.0640 0.9196 0.0641
-6.250 -0.1671 0.13265 0.12510 -0.0654 0.9171 0.0649
-6.000 -0.1750 0.13169 0.12420 -0.0624 0.9112 0.0655
-5.750 -0.1729 0.13011 0.12263 -0.0620 0.9068 0.0664
-5.500 -0.1677 0.12852 0.12106 -0.0627 0.9032 0.0678
-5.250 -0.1715 0.12774 0.12031 -0.0614 0.8985 0.0686
-5.000 -0.1766 0.12719 0.11979 -0.0601 0.8928 0.0692
-4.750 -0.1701 0.12664 0.11923 -0.0628 0.8880 0.0698
-4.500 -0.1562 0.12374 0.11634 -0.0650 0.8854 0.0702
-4.250 -0.1633 0.12179 0.11446 -0.0614 0.8797 0.0706
-4.000 -0.1580 0.11931 0.11199 -0.0608 0.8754 0.0714
-3.750 -0.1463 0.11682 0.10950 -0.0620 0.8718 0.0725
-3.500 -0.1297 0.11434 0.10699 -0.0646 0.8691 0.0740
-3.250 -0.1365 0.11338 0.10608 -0.0621 0.8626 0.0748
-3.000 -0.1252 0.11168 0.10437 -0.0640 0.8581 0.0765
-2.750 -0.0941 0.11101 0.10361 -0.0727 0.8541 0.0783
-2.500 -0.0883 0.10864 0.10128 -0.0723 0.8496 0.0788
-2.250 -0.0870 0.10593 0.09862 -0.0700 0.8450 0.0796
-2.000 -0.0748 0.10339 0.09608 -0.0705 0.8413 0.0810
-1.750 -0.0534 0.10093 0.09358 -0.0733 0.8382 0.0829
-1.500 -0.0352 0.09906 0.09169 -0.0759 0.8342 0.0850
-1.250 -0.0182 0.09798 0.09058 -0.0788 0.8287 0.0871
-1.000 0.0244 0.09702 0.08952 -0.0882 0.8248 0.0887
-0.750 0.0336 0.09332 0.08586 -0.0865 0.8221 0.0902
-0.500 0.0592 0.09069 0.08320 -0.0891 0.8198 0.0932
-0.250 0.0668 0.08975 0.08228 -0.0891 0.8133 0.0955
0.000 0.1253 0.08986 0.08218 -0.1012 0.8093 0.0998
0.250 0.1463 0.08678 0.07913 -0.1027 0.8065 0.1009
0.500 0.1683 0.08394 0.07630 -0.1038 0.8041 0.1032
0.750 0.1835 0.08275 0.07512 -0.1045 0.7988 0.1065
1.000 0.2410 0.08332 0.07551 -0.1152 0.7943 0.1132
1.250 0.2525 0.08024 0.07250 -0.1140 0.7911 0.1153
1.500 0.2837 0.07838 0.07063 -0.1169 0.7884 0.1199
1.750 0.3506 0.07828 0.07032 -0.1280 0.7864 0.1275
2.000 0.3494 0.07701 0.06915 -0.1251 0.7794 0.1289
2.250 0.3716 0.07552 0.06769 -0.1261 0.7755 0.1336
2.500 0.4207 0.07509 0.06714 -0.1328 0.7726 0.1436
2.750 0.4509 0.07333 0.06541 -0.1347 0.7703 0.1515
3.000 0.4783 0.07405 0.06606 -0.1377 0.7639 0.1589
3.250 0.4966 0.07273 0.06482 -0.1377 0.7596 0.1640
3.500 0.5384 0.07248 0.06450 -0.1422 0.7563 0.1758
3.750 0.5794 0.07209 0.06406 -0.1461 0.7538 0.1910
4.000 0.5871 0.07143 0.06352 -0.1444 0.7478 0.1977
4.250 0.6112 0.07133 0.06346 -0.1456 0.7428 0.2132
4.500 0.6431 0.07090 0.06305 -0.1476 0.7394 0.2327
4.750 0.6802 0.07046 0.06262 -0.1504 0.7368 0.2600
5.000 0.6905 0.07091 0.06316 -0.1493 0.7301 0.2781
5.250 0.7118 0.07081 0.06314 -0.1495 0.7251 0.3122
5.750 0.7734 0.06932 0.06184 -0.1517 0.7192 0.4135
6.000 0.7922 0.06911 0.06168 -0.1510 0.7068 0.4186
6.250 0.9153 0.06425 0.05562 -0.1604 0.6791 0.1166
6.500 0.9584 0.06098 0.05222 -0.1601 0.6573 0.1161
6.750 1.0149 0.05614 0.04712 -0.1601 0.6325 0.1138
7.000 1.0227 0.05638 0.04731 -0.1569 0.6069 0.1125
7.250 1.0358 0.05591 0.04681 -0.1539 0.5732 0.1120
7.500 1.0484 0.05585 0.04668 -0.1510 0.5278 0.1117
8.000 1.0657 0.05704 0.04433 -0.1427 0.0990 0.1120
8.250 1.0746 0.05888 0.04601 -0.1409 0.0912 0.1136
8.500 1.0841 0.06061 0.04772 -0.1393 0.0861 0.1158
8.750 1.0942 0.06233 0.04943 -0.1377 0.0820 0.1178
9.000 1.1032 0.06421 0.05127 -0.1361 0.0786 0.1193
9.250 1.1106 0.06629 0.05328 -0.1344 0.0761 0.1204
9.500 1.1212 0.06803 0.05506 -0.1329 0.0740 0.1218
9.750 1.1313 0.06983 0.05688 -0.1313 0.0726 0.1237
10.000 1.1412 0.07165 0.05871 -0.1298 0.0713 0.1264
10.250 1.1516 0.07337 0.06054 -0.1283 0.0702 0.1309
10.500 1.1630 0.07497 0.06219 -0.1267 0.0692 0.1370
10.750 1.1767 0.07631 0.06356 -0.1251 0.0682 0.1433
11.000 1.1938 0.07725 0.06454 -0.1236 0.0672 0.1523
11.250 1.2174 0.07751 0.06481 -0.1221 0.0662 0.1724
11.500 1.2583 0.07550 0.06345 -0.1211 0.0651 0.8503
11.750 1.3034 0.07376 0.06135 -0.1197 0.0638 1.0000
12.000 1.3539 0.07274 0.06022 -0.1195 0.0617 1.0000
12.250 1.4127 0.07218 0.05957 -0.1204 0.0600 1.0000
12.500 1.4690 0.07269 0.06007 -0.1218 0.0594 1.0000
12.750 1.5134 0.07417 0.06167 -0.1226 0.0590 1.0000
13.000 1.5484 0.07622 0.06390 -0.1228 0.0587 1.0000
13.250 1.5748 0.07862 0.06651 -0.1224 0.0584 1.0000
13.500 1.5942 0.08121 0.06932 -0.1214 0.0577 1.0000
13.750 1.6105 0.08394 0.07223 -0.1204 0.0570 1.0000
14.000 1.6267 0.08690 0.07532 -0.1194 0.0562 1.0000
14.250 1.6460 0.09027 0.07879 -0.1189 0.0555 1.0000
14.500 1.6495 0.09361 0.08242 -0.1169 0.0554 1.0000
14.750 1.6407 0.09681 0.08597 -0.1138 0.0556 1.0000
15.000 1.6275 0.10018 0.08971 -0.1107 0.0557 1.0000
15.250 1.6109 0.10378 0.09369 -0.1078 0.0560 1.0000
15.500 1.5918 0.10767 0.09795 -0.1052 0.0563 1.0000
15.750 1.5709 0.11187 0.10252 -0.1031 0.0566 1.0000
16.000 1.5488 0.11640 0.10741 -0.1017 0.0569 1.0000
16.250 1.5254 0.12130 0.11264 -0.1009 0.0573 1.0000
16.500 1.5007 0.12661 0.11827 -0.1010 0.0577 1.0000
16.750 1.4749 0.13247 0.12443 -0.1020 0.0582 1.0000
17.000 1.4462 0.13922 0.13147 -0.1041 0.0587 1.0000
17.250 1.4169 0.14688 0.13937 -0.1076 0.0593 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)