Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 30.05 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-080-050-gn-100000.txt Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-4.250 -0.3966 0.11352 0.10851 -0.0077 1.0000 0.0849
-4.000 -0.4092 0.11255 0.10758 -0.0059 1.0000 0.0857
-3.750 -0.4194 0.11166 0.10672 -0.0069 1.0000 0.0866
-3.500 -0.4260 0.11112 0.10616 -0.0131 1.0000 0.0872
-3.250 -0.4225 0.10736 0.10247 -0.0088 1.0000 0.0876
-3.000 -0.4195 0.10455 0.09970 -0.0064 1.0000 0.0882
-2.750 -0.4168 0.10220 0.09739 -0.0051 1.0000 0.0890
-2.500 -0.4134 0.09999 0.09522 -0.0047 1.0000 0.0903
-2.250 -0.4086 0.09781 0.09305 -0.0053 1.0000 0.0917
-2.000 -0.3432 0.09450 0.08952 -0.0263 0.9868 0.0956
-1.750 -0.3204 0.09046 0.08554 -0.0266 0.9784 0.0965
-1.500 -0.2980 0.08757 0.08266 -0.0286 0.9722 0.0980
-1.250 -0.2737 0.08498 0.08006 -0.0319 0.9645 0.1005
-1.000 -0.2266 0.08272 0.07760 -0.0444 0.9588 0.1051
-0.750 -0.2125 0.07966 0.07461 -0.0435 0.9528 0.1061
-0.500 -0.1948 0.07724 0.07221 -0.0441 0.9469 0.1079
-0.250 -0.1260 0.07650 0.07110 -0.0590 0.9398 0.1152
0.000 -0.1205 0.07324 0.06796 -0.0566 0.9344 0.1158
0.250 -0.1032 0.07047 0.06528 -0.0563 0.9294 0.1173
0.500 -0.0732 0.06847 0.06329 -0.0587 0.9238 0.1212
0.750 -0.0344 0.06735 0.06194 -0.0648 0.9166 0.1276
1.000 -0.0138 0.06480 0.05948 -0.0651 0.9123 0.1294
1.250 0.0174 0.06310 0.05780 -0.0674 0.9072 0.1336
1.500 0.0511 0.06229 0.05677 -0.0712 0.8995 0.1409
1.750 0.0847 0.05965 0.05425 -0.0733 0.8932 0.1445
2.000 0.1577 0.05638 0.05084 -0.0814 0.8719 0.1572
2.250 0.2227 0.05325 0.04754 -0.0871 0.8480 0.1711
2.500 0.2906 0.04979 0.04399 -0.0928 0.8323 0.1872
2.750 0.3695 0.04389 0.03818 -0.0993 0.8171 0.2065
3.000 0.4273 0.03885 0.03322 -0.1012 0.7923 0.2282
3.250 0.4957 0.03263 0.02697 -0.1029 0.7508 0.2630
4.500 0.5685 0.02956 0.02066 -0.0874 0.1271 0.4323
4.750 0.5833 0.02903 0.02014 -0.0849 0.1230 0.4629
5.000 0.6020 0.02878 0.01987 -0.0831 0.1195 0.4859
5.250 0.6201 0.02837 0.01944 -0.0813 0.1164 0.4993
5.500 0.6415 0.02860 0.01952 -0.0801 0.1142 0.4993
5.750 0.6709 0.02964 0.02022 -0.0801 0.1125 0.4644
6.000 0.7345 0.03177 0.02102 -0.0831 0.1109 0.2012
6.250 0.7684 0.03156 0.02057 -0.0831 0.1100 0.1805
6.500 0.8069 0.03176 0.02043 -0.0837 0.1091 0.1675
6.750 0.8476 0.03199 0.02054 -0.0851 0.1081 0.1646
7.000 0.8916 0.03253 0.02096 -0.0872 0.1067 0.1642
7.250 0.9380 0.03328 0.02161 -0.0898 0.1051 0.1625
7.500 0.9814 0.03421 0.02250 -0.0917 0.1050 0.1620
7.750 1.0228 0.03532 0.02364 -0.0932 0.1054 0.1632
8.000 1.0615 0.03663 0.02502 -0.0943 0.1063 0.1664
8.250 1.0965 0.03806 0.02657 -0.0948 0.1073 0.1720
8.500 1.1277 0.03958 0.02824 -0.0947 0.1079 0.1790
8.750 1.1564 0.04125 0.03003 -0.0942 0.1084 0.1863
9.000 1.1853 0.04328 0.03222 -0.0939 0.1095 0.2000
9.250 1.2225 0.04656 0.03572 -0.0954 0.1117 0.2722
9.500 1.2393 0.04646 0.03733 -0.0916 0.1206 1.0000
9.750 1.2173 0.04051 0.03251 -0.0820 0.1431 1.0000
10.750 0.8244 0.10409 0.09842 -0.0758 0.3671 0.1610
11.000 0.8382 0.10628 0.10057 -0.0743 0.3482 0.1617
11.250 0.8504 0.10848 0.10273 -0.0728 0.3295 0.1629
11.500 0.8600 0.11091 0.10511 -0.0714 0.3115 0.1644
11.750 0.8705 0.11342 0.10757 -0.0700 0.2955 0.1678
12.000 0.9179 0.11311 0.10731 -0.0663 0.2857 0.1774
12.250 0.9048 0.11717 0.11131 -0.0666 0.2682 0.1787
12.500 0.8919 0.12163 0.11572 -0.0675 0.2520 0.1796
12.750 1.0150 0.11424 0.10950 -0.0571 0.2462 1.0000
13.000 0.9248 0.12594 0.12000 -0.0644 0.2298 0.1984
13.250 0.8977 0.13223 0.12623 -0.0678 0.2160 0.1936
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)