Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 42.84 at α=2° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-120-050-gn-500000.txt Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 0.1490 0.10479 0.10175 -0.1642 0.9405 0.0288
-9.500 0.1647 0.10230 0.09925 -0.1667 0.9390 0.0291
-9.250 0.1821 0.09975 0.09669 -0.1696 0.9378 0.0298
-9.000 0.2008 0.09696 0.09389 -0.1731 0.9368 0.0305
-8.750 0.2217 0.09396 0.09087 -0.1776 0.9359 0.0313
-8.500 0.2444 0.09115 0.08803 -0.1833 0.9350 0.0315
-8.250 0.2662 0.08850 0.08535 -0.1889 0.9339 0.0316
-8.000 0.2880 0.08493 0.08177 -0.1915 0.9332 0.0318
-7.750 0.2825 0.08416 0.08103 -0.1873 0.9265 0.0319
-7.500 0.2982 0.08206 0.07892 -0.1891 0.9238 0.0322
-7.250 0.3184 0.07972 0.07657 -0.1922 0.9217 0.0328
-7.000 0.3401 0.07725 0.07408 -0.1960 0.9200 0.0334
-6.750 0.3627 0.07470 0.07149 -0.2001 0.9181 0.0344
-6.500 0.3563 0.07408 0.07090 -0.1961 0.9111 0.0346
-6.250 0.3662 0.07259 0.06939 -0.1979 0.9063 0.0348
-6.000 0.3813 0.07057 0.06734 -0.2013 0.9029 0.0349
-5.750 0.4043 0.06754 0.06429 -0.2034 0.9015 0.0351
-5.500 0.3896 0.06730 0.06411 -0.1966 0.8939 0.0352
-5.250 0.4040 0.06556 0.06236 -0.1976 0.8905 0.0355
-5.000 0.4245 0.06357 0.06034 -0.2004 0.8879 0.0360
-4.750 0.4479 0.06151 0.05825 -0.2040 0.8854 0.0366
-4.500 0.4369 0.06113 0.05792 -0.1985 0.8782 0.0369
-4.250 0.4536 0.05935 0.05612 -0.2004 0.8745 0.0377
-4.000 0.4823 0.05746 0.05418 -0.2067 0.8713 0.0382
-3.750 0.4985 0.05632 0.05301 -0.2104 0.8661 0.0384
-3.500 0.5023 0.05445 0.05116 -0.2071 0.8615 0.0385
-3.250 0.5184 0.05239 0.04910 -0.2071 0.8585 0.0386
-3.000 0.5423 0.05044 0.04713 -0.2094 0.8559 0.0389
-2.750 0.5706 0.04854 0.04520 -0.2130 0.8537 0.0394
-2.500 0.5756 0.04761 0.04429 -0.2108 0.8484 0.0398
-2.250 0.5927 0.04618 0.04286 -0.2115 0.8441 0.0404
-2.000 0.6254 0.04430 0.04094 -0.2162 0.8411 0.0417
-1.750 0.6813 0.04183 0.03834 -0.2278 0.8387 0.0422
-1.500 0.7047 0.03974 0.03623 -0.2287 0.8364 0.0424
-1.250 0.7050 0.03888 0.03543 -0.2244 0.8304 0.0426
-1.000 0.7299 0.03727 0.03379 -0.2258 0.8252 0.0430
-0.750 0.7689 0.03542 0.03187 -0.2305 0.8209 0.0438
-0.500 0.7818 0.03432 0.03076 -0.2289 0.8134 0.0445
-0.250 0.8437 0.03204 0.02828 -0.2392 0.8072 0.0465
0.000 0.8608 0.03051 0.02673 -0.2381 0.8002 0.0467
0.250 0.8705 0.02945 0.02569 -0.2353 0.7926 0.0469
0.500 0.9011 0.02814 0.02430 -0.2372 0.7855 0.0475
0.750 0.9049 0.02737 0.02356 -0.2328 0.7769 0.0480
1.000 0.9322 0.02620 0.02229 -0.2336 0.7676 0.0492
1.250 0.9687 0.02455 0.02047 -0.2361 0.7576 0.0514
1.500 0.9764 0.02371 0.01961 -0.2325 0.7444 0.0516
1.750 0.9801 0.02314 0.01895 -0.2278 0.7231 0.0519
2.000 0.9793 0.02286 0.01851 -0.2222 0.6902 0.0522
2.250 0.9702 0.02306 0.01843 -0.2148 0.6394 0.0525
2.500 0.9531 0.02386 0.01886 -0.2061 0.5724 0.0528
2.750 0.9256 0.02568 0.02011 -0.1960 0.4689 0.0528
3.000 0.8977 0.02802 0.02172 -0.1865 0.3223 0.0529
3.250 0.8706 0.03070 0.02357 -0.1778 0.1071 0.0530
3.500 0.8836 0.03101 0.02364 -0.1759 0.0469 0.0541
3.750 0.9229 0.02990 0.02231 -0.1782 0.0443 0.0570
4.000 0.9398 0.02976 0.02219 -0.1769 0.0422 0.0575
4.250 0.9579 0.02972 0.02215 -0.1757 0.0408 0.0582
4.500 0.9763 0.02975 0.02215 -0.1745 0.0398 0.0596
4.750 1.0065 0.02906 0.02122 -0.1748 0.0394 0.0634
5.000 1.0231 0.02917 0.02135 -0.1733 0.0386 0.0639
5.250 1.0398 0.02937 0.02155 -0.1718 0.0381 0.0649
5.500 1.0572 0.02959 0.02174 -0.1703 0.0375 0.0668
5.750 1.0784 0.02953 0.02151 -0.1691 0.0372 0.0712
6.000 1.0926 0.03000 0.02200 -0.1672 0.0369 0.0723
6.250 1.1072 0.03051 0.02249 -0.1653 0.0365 0.0746
6.500 1.1244 0.03086 0.02269 -0.1636 0.0363 0.0799
6.750 1.1369 0.03153 0.02339 -0.1615 0.0360 0.0813
7.000 1.1497 0.03229 0.02415 -0.1593 0.0357 0.0841
8.500 1.2303 0.03696 0.02826 -0.1467 0.0344 0.0711
8.750 1.2423 0.03823 0.02949 -0.1445 0.0340 0.0700
9.000 1.2589 0.03909 0.03030 -0.1429 0.0336 0.0692
9.250 1.2806 0.03972 0.03089 -0.1418 0.0335 0.0690
9.500 1.3073 0.04017 0.03131 -0.1412 0.0335 0.0695
9.750 1.3402 0.04040 0.03150 -0.1414 0.0334 0.0695
10.000 1.3752 0.04064 0.03172 -0.1419 0.0335 0.0698
10.250 1.4052 0.04105 0.03215 -0.1418 0.0336 0.0705
10.500 1.4355 0.04152 0.03267 -0.1419 0.0337 0.0725
10.750 1.4519 0.04227 0.03352 -0.1401 0.0341 0.0748
11.000 1.6809 0.04563 0.03826 -0.1673 0.0453 1.0000
11.250 1.6806 0.04622 0.03900 -0.1625 0.0441 1.0000
11.500 1.6961 0.04754 0.04041 -0.1605 0.0428 1.0000
11.750 1.7730 0.05265 0.04571 -0.1715 0.0395 1.0000
12.000 1.7636 0.05377 0.04704 -0.1652 0.0394 1.0000
12.250 1.7432 0.05408 0.04754 -0.1570 0.0392 1.0000
12.500 1.7143 0.05421 0.04789 -0.1478 0.0388 1.0000
12.750 1.6846 0.05527 0.04922 -0.1393 0.0381 1.0000
13.000 1.6720 0.05737 0.05155 -0.1339 0.0372 1.0000
13.250 1.6668 0.06003 0.05438 -0.1299 0.0364 1.0000
13.500 1.6624 0.06286 0.05738 -0.1264 0.0359 1.0000
13.750 1.6578 0.06582 0.06047 -0.1230 0.0355 1.0000
14.000 1.6532 0.06883 0.06362 -0.1199 0.0351 1.0000
14.250 1.6481 0.07193 0.06684 -0.1170 0.0349 1.0000
14.500 1.6410 0.07515 0.07019 -0.1141 0.0346 1.0000
14.750 1.6310 0.07849 0.07367 -0.1112 0.0344 1.0000
15.000 1.6278 0.08176 0.07703 -0.1091 0.0342 1.0000
15.250 1.7749 0.08906 0.08389 -0.1226 0.0332 1.0000
15.500 1.7477 0.09150 0.08655 -0.1173 0.0331 1.0000
15.750 1.7194 0.09414 0.08941 -0.1125 0.0330 1.0000
16.000 1.6818 0.09730 0.09285 -0.1078 0.0329 1.0000
16.250 1.6374 0.10076 0.09666 -0.1035 0.0325 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)