Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 42.57 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-120-050-gn-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 0.1743 0.10427 0.10101 -0.1771 0.9338 0.0252
-10.250 0.1929 0.10111 0.09782 -0.1812 0.9326 0.0253
-10.000 0.1961 0.09932 0.09603 -0.1805 0.9277 0.0253
-9.750 0.2071 0.09699 0.09370 -0.1819 0.9243 0.0255
-9.500 0.2230 0.09465 0.09134 -0.1843 0.9220 0.0256
-9.250 0.2414 0.09233 0.08900 -0.1873 0.9200 0.0259
-9.000 0.2614 0.09001 0.08666 -0.1907 0.9181 0.0267
-8.750 0.2717 0.08807 0.08471 -0.1916 0.9143 0.0278
-8.500 0.2787 0.08622 0.08285 -0.1917 0.9096 0.0281
-8.250 0.2925 0.08399 0.08061 -0.1936 0.9063 0.0281
-8.000 0.3086 0.08141 0.07799 -0.1966 0.9033 0.0283
-7.750 0.3201 0.07926 0.07581 -0.1983 0.8994 0.0284
-7.250 0.3377 0.07590 0.07246 -0.1981 0.8907 0.0286
-7.000 0.3540 0.07411 0.07064 -0.1998 0.8874 0.0290
-6.750 0.3676 0.07248 0.06900 -0.2009 0.8840 0.0297
-6.500 0.3708 0.07124 0.06778 -0.1993 0.8787 0.0299
-6.250 0.3802 0.06966 0.06618 -0.1995 0.8742 0.0308
-6.000 0.3917 0.06766 0.06414 -0.2009 0.8701 0.0314
-5.750 0.3908 0.06648 0.06299 -0.1988 0.8646 0.0315
-5.500 0.3920 0.06519 0.06170 -0.1974 0.8591 0.0315
-5.250 0.4046 0.06335 0.05982 -0.1989 0.8550 0.0316
-5.000 0.4172 0.06156 0.05802 -0.1995 0.8515 0.0317
-4.750 0.4224 0.06044 0.05694 -0.1977 0.8466 0.0318
-4.500 0.4336 0.05914 0.05564 -0.1976 0.8424 0.0322
-4.250 0.4497 0.05759 0.05406 -0.1989 0.8388 0.0326
-4.000 0.4659 0.05603 0.05249 -0.2002 0.8352 0.0333
-3.750 0.4735 0.05465 0.05112 -0.1999 0.8300 0.0346
-3.500 0.4888 0.05289 0.04935 -0.2015 0.8256 0.0348
-3.250 0.5100 0.05091 0.04732 -0.2043 0.8221 0.0348
-3.000 0.5318 0.04896 0.04534 -0.2071 0.8185 0.0349
-2.500 0.5571 0.04602 0.04242 -0.2063 0.8099 0.0351
-2.250 0.5779 0.04462 0.04099 -0.2075 0.8065 0.0354
-2.000 0.6041 0.04327 0.03961 -0.2099 0.8035 0.0366
-1.750 0.6257 0.04164 0.03797 -0.2118 0.7993 0.0381
-1.500 0.6491 0.03989 0.03620 -0.2139 0.7952 0.0382
-1.250 0.6783 0.03802 0.03427 -0.2171 0.7914 0.0383
-1.000 0.7179 0.03581 0.03196 -0.2227 0.7867 0.0383
-0.750 0.7250 0.03465 0.03082 -0.2198 0.7807 0.0385
-0.500 0.7379 0.03370 0.02985 -0.2179 0.7716 0.0388
-0.250 0.7501 0.03287 0.02901 -0.2160 0.7634 0.0395
0.000 0.7728 0.03170 0.02775 -0.2164 0.7529 0.0406
0.250 0.8034 0.03008 0.02604 -0.2188 0.7430 0.0419
0.500 0.8325 0.02852 0.02435 -0.2206 0.7312 0.0420
1.000 0.8752 0.02605 0.02172 -0.2202 0.7063 0.0424
1.500 0.8945 0.02519 0.02065 -0.2142 0.6638 0.0431
1.750 0.9008 0.02495 0.02022 -0.2104 0.6320 0.0436
2.000 0.9000 0.02509 0.02010 -0.2053 0.5845 0.0441
2.250 0.8893 0.02589 0.02051 -0.1984 0.5144 0.0443
2.500 0.8646 0.02786 0.02183 -0.1892 0.3901 0.0443
2.750 0.8363 0.03046 0.02360 -0.1801 0.1972 0.0442
3.500 0.8917 0.03013 0.02253 -0.1775 0.0328 0.0450
3.750 0.9211 0.02930 0.02158 -0.1782 0.0314 0.0456
4.000 0.9457 0.02876 0.02095 -0.1782 0.0302 0.0449
4.250 0.9716 0.02813 0.02020 -0.1781 0.0295 0.0447
4.500 0.9969 0.02753 0.01945 -0.1779 0.0288 0.0448
4.750 1.0256 0.02638 0.01802 -0.1779 0.0284 0.0458
5.000 1.0492 0.02564 0.01698 -0.1771 0.0279 0.0461
5.500 1.0878 0.02559 0.01663 -0.1743 0.0273 0.0468
5.750 1.1048 0.02595 0.01694 -0.1726 0.0269 0.0471
6.000 1.1207 0.02646 0.01746 -0.1707 0.0267 0.0475
6.250 1.1365 0.02699 0.01798 -0.1689 0.0261 0.0482
6.500 1.1525 0.02749 0.01843 -0.1670 0.0259 0.0487
6.750 1.1680 0.02802 0.01890 -0.1651 0.0256 0.0491
7.000 1.1826 0.02865 0.01949 -0.1631 0.0254 0.0494
7.250 1.1971 0.02933 0.02015 -0.1611 0.0251 0.0497
7.500 1.2108 0.03010 0.02091 -0.1590 0.0250 0.0500
7.750 1.2239 0.03094 0.02175 -0.1569 0.0248 0.0503
8.000 1.2368 0.03182 0.02263 -0.1548 0.0246 0.0505
8.250 1.2495 0.03277 0.02358 -0.1528 0.0244 0.0510
8.500 1.2612 0.03378 0.02463 -0.1506 0.0242 0.0516
8.750 1.2724 0.03487 0.02576 -0.1485 0.0240 0.0520
9.000 1.2833 0.03603 0.02695 -0.1463 0.0238 0.0523
9.250 1.2932 0.03730 0.02826 -0.1441 0.0237 0.0525
9.500 1.3027 0.03865 0.02966 -0.1419 0.0235 0.0529
9.750 1.3124 0.04002 0.03106 -0.1398 0.0233 0.0534
10.000 1.3254 0.04110 0.03220 -0.1380 0.0232 0.0540
10.250 1.3383 0.04222 0.03336 -0.1363 0.0230 0.0545
10.500 1.3516 0.04332 0.03452 -0.1347 0.0227 0.0553
10.750 1.3643 0.04452 0.03576 -0.1330 0.0226 0.0562
11.000 1.3773 0.04571 0.03700 -0.1313 0.0224 0.0574
11.250 1.3906 0.04689 0.03823 -0.1297 0.0222 0.0591
11.500 1.4044 0.04806 0.03945 -0.1282 0.0220 0.0613
11.750 1.4189 0.04918 0.04062 -0.1268 0.0218 0.0657
12.000 1.4340 0.05028 0.04178 -0.1254 0.0217 0.0776
12.250 1.4502 0.05126 0.04307 -0.1243 0.0215 0.2916
12.750 1.4957 0.05317 0.04576 -0.1246 0.0210 1.0000
13.000 1.5112 0.05422 0.04683 -0.1233 0.0209 1.0000
13.250 1.5272 0.05526 0.04790 -0.1220 0.0207 1.0000
13.500 1.5424 0.05637 0.04905 -0.1207 0.0205 1.0000
13.750 1.5582 0.05746 0.05018 -0.1194 0.0204 1.0000
14.000 1.5730 0.05865 0.05140 -0.1181 0.0202 1.0000
14.250 1.5862 0.05993 0.05271 -0.1168 0.0200 1.0000
14.500 1.5998 0.06122 0.05405 -0.1156 0.0198 1.0000
14.750 1.6139 0.06251 0.05536 -0.1144 0.0196 1.0000
15.000 1.6333 0.06361 0.05650 -0.1135 0.0194 1.0000
15.250 1.6492 0.06506 0.05806 -0.1124 0.0192 1.0000
15.500 1.6598 0.06679 0.05993 -0.1110 0.0191 1.0000
15.750 1.6701 0.06864 0.06194 -0.1096 0.0190 1.0000
16.000 1.6803 0.07062 0.06409 -0.1082 0.0188 1.0000
16.250 1.6893 0.07285 0.06651 -0.1069 0.0186 1.0000
16.500 1.6960 0.07537 0.06923 -0.1055 0.0184 1.0000
16.750 1.7004 0.07818 0.07225 -0.1041 0.0182 1.0000
17.000 1.7015 0.08133 0.07562 -0.1026 0.0180 1.0000
17.250 1.6999 0.08470 0.07920 -0.1012 0.0178 1.0000
17.500 1.6956 0.08836 0.08307 -0.1000 0.0176 1.0000
17.750 1.6896 0.09212 0.08704 -0.0989 0.0175 1.0000
18.000 1.6826 0.09591 0.09100 -0.0980 0.0173 1.0000
18.250 1.6745 0.09983 0.09510 -0.0973 0.0171 1.0000
18.500 1.6653 0.10394 0.09938 -0.0969 0.0170 1.0000
18.750 1.6554 0.10820 0.10380 -0.0968 0.0169 1.0000
19.000 1.6444 0.11271 0.10847 -0.0970 0.0168 1.0000
19.250 1.6319 0.11758 0.11351 -0.0976 0.0167 1.0000
19.500 1.6181 0.12279 0.11889 -0.0986 0.0167 1.0000
19.750 1.6025 0.12848 0.12477 -0.1002 0.0166 1.0000
20.000 1.5860 0.13453 0.13098 -0.1022 0.0165 1.0000
20.250 1.5670 0.14132 0.13795 -0.1051 0.0165 1.0000
20.500 1.5451 0.14906 0.14588 -0.1089 0.0164 1.0000
20.750 1.5200 0.15799 0.15501 -0.1140 0.0164 1.0000
21.000 1.4823 0.17087 0.16815 -0.1225 0.0164 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)