Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.04 at α=14.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.1633 0.16067 0.15325 -0.0731 0.9153 0.0479
-9.000 -0.1617 0.15892 0.15153 -0.0725 0.9113 0.0484
-8.750 -0.1563 0.15696 0.14956 -0.0729 0.9083 0.0489
-8.500 -0.1481 0.15488 0.14745 -0.0742 0.9058 0.0497
-8.250 -0.1420 0.15308 0.14564 -0.0749 0.9029 0.0505
-8.000 -0.1481 0.15225 0.14487 -0.0725 0.8976 0.0509
-7.750 -0.1461 0.15105 0.14368 -0.0725 0.8939 0.0515
-7.500 -0.1411 0.14990 0.14252 -0.0734 0.8909 0.0518
-7.250 -0.1335 0.14867 0.14127 -0.0751 0.8885 0.0520
-6.750 -0.1420 0.14555 0.13825 -0.0706 0.8787 0.0524
-6.500 -0.1351 0.14303 0.13573 -0.0709 0.8759 0.0529
-6.250 -0.1266 0.14074 0.13342 -0.0718 0.8736 0.0536
-6.000 -0.1368 0.14008 0.13281 -0.0684 0.8681 0.0539
-5.750 -0.1387 0.13883 0.13159 -0.0669 0.8637 0.0544
-5.500 -0.1358 0.13730 0.13007 -0.0667 0.8603 0.0553
-5.250 -0.1302 0.13577 0.12853 -0.0673 0.8577 0.0563
-5.000 -0.1433 0.13550 0.12833 -0.0636 0.8518 0.0568
-4.750 -0.1427 0.13448 0.12733 -0.0633 0.8472 0.0574
-4.500 -0.1347 0.13332 0.12616 -0.0651 0.8438 0.0578
-4.250 -0.1258 0.13236 0.12518 -0.0674 0.8405 0.0580
-4.000 -0.1330 0.13126 0.12416 -0.0649 0.8349 0.0582
-3.750 -0.1286 0.12814 0.12104 -0.0638 0.8313 0.0586
-3.500 -0.1182 0.12543 0.11832 -0.0645 0.8282 0.0594
-3.250 -0.1030 0.12290 0.11576 -0.0666 0.8258 0.0604
-3.000 -0.1099 0.12202 0.11494 -0.0642 0.8202 0.0609
-2.750 -0.1024 0.12033 0.11325 -0.0649 0.8158 0.0620
-2.500 -0.0852 0.11842 0.11130 -0.0679 0.8125 0.0636
-2.250 -0.0506 0.11736 0.11014 -0.0762 0.8097 0.0649
-2.000 -0.0477 0.11656 0.10938 -0.0764 0.8042 0.0652
-1.750 -0.0454 0.11346 0.10631 -0.0744 0.8003 0.0657
-1.500 -0.0315 0.11082 0.10366 -0.0754 0.7971 0.0667
-1.250 -0.0090 0.10834 0.10114 -0.0785 0.7946 0.0681
-1.000 0.0056 0.10672 0.09950 -0.0804 0.7904 0.0696
-0.750 0.0202 0.10548 0.09824 -0.0825 0.7858 0.0711
-0.250 0.0856 0.10178 0.09442 -0.0940 0.7795 0.0743
0.000 0.1103 0.09903 0.09164 -0.0966 0.7773 0.0763
0.250 0.1192 0.09811 0.09073 -0.0970 0.7718 0.0779
0.500 0.1472 0.09684 0.08942 -0.1013 0.7679 0.0805
1.000 0.2319 0.09360 0.08600 -0.1152 0.7624 0.0846
1.250 0.2600 0.09142 0.08379 -0.1180 0.7601 0.0880
1.500 0.2724 0.09126 0.08365 -0.1191 0.7539 0.0911
1.750 0.3380 0.09203 0.08424 -0.1314 0.7502 0.0950
2.000 0.3543 0.08912 0.08137 -0.1314 0.7475 0.0967
2.250 0.3897 0.08746 0.07968 -0.1353 0.7453 0.1008
2.500 0.4424 0.08932 0.08136 -0.1445 0.7402 0.1072
2.750 0.4532 0.08748 0.07962 -0.1440 0.7357 0.1089
3.000 0.4780 0.08614 0.07830 -0.1457 0.7324 0.1140
3.250 0.5403 0.08683 0.07882 -0.1553 0.7298 0.1218
3.500 0.5680 0.08469 0.07672 -0.1570 0.7279 0.1261
3.750 0.5760 0.08543 0.07751 -0.1566 0.7209 0.1304
4.000 0.6184 0.08604 0.07804 -0.1621 0.7169 0.1373
4.250 0.6480 0.08511 0.07713 -0.1642 0.7140 0.1465
4.500 0.6893 0.08464 0.07665 -0.1684 0.7118 0.1572
5.000 0.7281 0.08597 0.07804 -0.1706 0.7009 0.1727
5.250 0.7651 0.08616 0.07821 -0.1739 0.6977 0.1857
5.750 0.8145 0.08763 0.07972 -0.1769 0.6887 0.2157
6.000 0.8342 0.08786 0.08004 -0.1774 0.6840 0.2342
6.250 0.8644 0.08802 0.08026 -0.1791 0.6807 0.2661
6.500 0.8965 0.08777 0.08008 -0.1808 0.6784 0.3024
7.250 0.9819 0.09168 0.08378 -0.1860 0.6632 0.1766
7.500 1.0133 0.09250 0.08442 -0.1875 0.6562 0.1321
8.250 1.1694 0.07900 0.07018 -0.1875 0.5850 0.1072
8.500 1.2021 0.07568 0.06680 -0.1855 0.5578 0.1093
8.750 1.2030 0.07737 0.06856 -0.1827 0.5314 0.1105
9.000 1.2073 0.07872 0.06993 -0.1800 0.4940 0.1116
9.500 1.2233 0.07932 0.06711 -0.1719 0.0887 0.1120
9.750 1.2292 0.08191 0.06955 -0.1704 0.0812 0.1124
10.000 1.2377 0.08419 0.07177 -0.1691 0.0771 0.1132
10.250 1.2457 0.08652 0.07409 -0.1677 0.0739 0.1143
10.500 1.2530 0.08892 0.07650 -0.1664 0.0716 0.1168
10.750 1.2589 0.09151 0.07906 -0.1651 0.0695 0.1201
11.000 1.2642 0.09413 0.08172 -0.1638 0.0677 0.1236
11.250 1.2718 0.09644 0.08414 -0.1626 0.0658 0.1279
11.500 1.2794 0.09875 0.08651 -0.1614 0.0640 0.1318
11.750 1.2871 0.10101 0.08883 -0.1602 0.0622 0.1368
12.000 1.2951 0.10317 0.09109 -0.1590 0.0606 0.1461
12.250 1.3045 0.10507 0.09307 -0.1578 0.0595 0.1580
12.500 1.3164 0.10654 0.09462 -0.1565 0.0586 0.1775
12.750 1.3335 0.10726 0.09556 -0.1552 0.0577 0.2411
13.000 1.3529 0.10628 0.09473 -0.1532 0.0571 1.0000
13.250 1.3821 0.10510 0.09344 -0.1512 0.0564 1.0000
13.500 1.4289 0.10183 0.09006 -0.1490 0.0556 1.0000
13.750 1.4938 0.09754 0.08567 -0.1476 0.0546 1.0000
14.000 1.5472 0.09573 0.08385 -0.1470 0.0530 1.0000
14.250 1.5911 0.09548 0.08362 -0.1468 0.0513 1.0000
14.500 1.6320 0.09613 0.08439 -0.1468 0.0505 1.0000
14.750 1.6652 0.09770 0.08615 -0.1465 0.0503 1.0000
15.000 1.6907 0.09990 0.08860 -0.1458 0.0502 1.0000
15.250 1.7087 0.10256 0.09156 -0.1449 0.0502 1.0000
15.500 1.7198 0.10554 0.09486 -0.1436 0.0503 1.0000
15.750 1.7245 0.10878 0.09843 -0.1421 0.0505 1.0000
16.000 1.7246 0.11216 0.10213 -0.1405 0.0505 1.0000
16.250 1.7212 0.11567 0.10594 -0.1390 0.0505 1.0000
16.500 1.7152 0.11928 0.10985 -0.1376 0.0503 1.0000
16.750 1.7071 0.12304 0.11389 -0.1365 0.0502 1.0000
17.000 1.6966 0.12699 0.11815 -0.1355 0.0501 1.0000
17.250 1.6847 0.13110 0.12254 -0.1349 0.0499 1.0000
17.500 1.6699 0.13551 0.12724 -0.1347 0.0499 1.0000
17.750 1.6538 0.14020 0.13220 -0.1349 0.0499 1.0000
18.000 1.6343 0.14542 0.13772 -0.1358 0.0501 1.0000
18.250 1.6132 0.15113 0.14371 -0.1373 0.0503 1.0000
18.500 1.5894 0.15761 0.15045 -0.1399 0.0506 1.0000
18.750 1.5629 0.16511 0.15823 -0.1436 0.0511 1.0000
19.000 1.5348 0.17381 0.16717 -0.1488 0.0518 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)