Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 30.06 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-080-050-gn-100000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-100000-n1.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 = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.1522 0.10724 0.10048 -0.0804 0.9065 0.0292
-7.500 -0.1449 0.10490 0.09815 -0.0811 0.9018 0.0293
-7.250 -0.1362 0.10234 0.09559 -0.0824 0.8976 0.0299
-7.000 -0.1271 0.09950 0.09276 -0.0841 0.8939 0.0307
-6.750 -0.1165 0.09718 0.09044 -0.0854 0.8903 0.0311
-6.500 -0.1098 0.09509 0.08837 -0.0858 0.8848 0.0315
-6.250 -0.1009 0.09279 0.08608 -0.0868 0.8799 0.0317
-6.000 -0.0906 0.09036 0.08366 -0.0882 0.8758 0.0319
-5.750 -0.0824 0.08811 0.08143 -0.0891 0.8711 0.0322
-5.500 -0.0769 0.08608 0.07942 -0.0892 0.8649 0.0323
-5.250 -0.0695 0.08381 0.07715 -0.0901 0.8596 0.0329
-5.000 -0.0628 0.08142 0.07476 -0.0911 0.8545 0.0337
-4.750 -0.0628 0.07967 0.07306 -0.0902 0.8469 0.0341
-4.500 -0.0582 0.07781 0.07122 -0.0901 0.8408 0.0344
-4.250 -0.0517 0.07574 0.06917 -0.0906 0.8351 0.0347
-4.000 -0.0483 0.07388 0.06733 -0.0903 0.8278 0.0349
-3.750 -0.0393 0.07170 0.06516 -0.0913 0.8221 0.0351
-3.500 -0.0292 0.06951 0.06297 -0.0924 0.8169 0.0353
-3.250 -0.0235 0.06755 0.06102 -0.0924 0.8098 0.0356
-3.000 -0.0120 0.06518 0.05864 -0.0938 0.8040 0.0364
-2.750 0.0026 0.06253 0.05595 -0.0959 0.7991 0.0373
-2.500 0.0121 0.06069 0.05412 -0.0959 0.7925 0.0376
-2.250 0.0274 0.05859 0.05201 -0.0970 0.7870 0.0379
-2.000 0.0468 0.05633 0.04971 -0.0988 0.7824 0.0382
-1.750 0.0623 0.05433 0.04768 -0.0995 0.7769 0.0384
-1.500 0.0794 0.05232 0.04565 -0.1003 0.7711 0.0387
-1.250 0.1014 0.05006 0.04333 -0.1021 0.7662 0.0396
-1.000 0.1272 0.04749 0.04065 -0.1046 0.7623 0.0407
-0.750 0.1455 0.04572 0.03885 -0.1048 0.7564 0.0411
-0.500 0.1678 0.04394 0.03702 -0.1056 0.7512 0.0414
-0.250 0.1933 0.04209 0.03511 -0.1069 0.7468 0.0417
0.000 0.2202 0.04026 0.03320 -0.1082 0.7429 0.0420
0.250 0.2422 0.03866 0.03153 -0.1084 0.7372 0.0429
0.500 0.2704 0.03663 0.02936 -0.1097 0.7292 0.0441
0.750 0.3057 0.03445 0.02694 -0.1117 0.7069 0.0447
1.000 0.3626 0.03242 0.02385 -0.1171 0.5570 0.0451
1.250 0.3430 0.03485 0.02424 -0.1092 0.1096 0.0452
1.500 0.3624 0.03411 0.02315 -0.1082 0.0567 0.0456
1.750 0.3861 0.03291 0.02177 -0.1077 0.0525 0.0467
2.000 0.4106 0.03152 0.02015 -0.1072 0.0500 0.0479
2.250 0.4344 0.03039 0.01882 -0.1065 0.0479 0.0484
2.500 0.4577 0.02946 0.01774 -0.1057 0.0464 0.0487
2.750 0.4805 0.02879 0.01693 -0.1046 0.0452 0.0490
3.000 0.5030 0.02819 0.01619 -0.1035 0.0440 0.0496
3.250 0.5261 0.02755 0.01537 -0.1024 0.0428 0.0507
3.500 0.5495 0.02685 0.01446 -0.1012 0.0415 0.0519
3.750 0.5719 0.02639 0.01384 -0.0999 0.0406 0.0522
4.000 0.5940 0.02604 0.01334 -0.0986 0.0397 0.0525
4.250 0.6157 0.02584 0.01304 -0.0972 0.0394 0.0528
4.500 0.6367 0.02584 0.01300 -0.0957 0.0390 0.0534
4.750 0.6574 0.02587 0.01298 -0.0941 0.0387 0.0542
5.000 0.6780 0.02590 0.01297 -0.0925 0.0384 0.0551
5.250 0.6985 0.02596 0.01299 -0.0909 0.0381 0.0558
5.500 0.7189 0.02609 0.01309 -0.0894 0.0379 0.0560
5.750 0.7384 0.02627 0.01327 -0.0876 0.0376 0.0562
6.000 0.7571 0.02650 0.01349 -0.0858 0.0374 0.0565
6.250 0.7753 0.02678 0.01379 -0.0839 0.0372 0.0568
6.500 0.7944 0.02712 0.01411 -0.0822 0.0368 0.0571
6.750 0.8134 0.02752 0.01452 -0.0805 0.0364 0.0574
7.000 0.8317 0.02798 0.01500 -0.0787 0.0359 0.0581
7.250 0.8498 0.02845 0.01548 -0.0770 0.0354 0.0590
7.500 0.8678 0.02895 0.01598 -0.0752 0.0350 0.0599
7.750 0.8856 0.02948 0.01650 -0.0734 0.0346 0.0609
8.000 0.9032 0.03005 0.01706 -0.0717 0.0343 0.0613
8.250 0.9207 0.03067 0.01768 -0.0699 0.0341 0.0617
8.500 0.9383 0.03133 0.01836 -0.0682 0.0339 0.0621
8.750 0.9563 0.03203 0.01909 -0.0666 0.0337 0.0625
9.000 0.9746 0.03276 0.01985 -0.0650 0.0335 0.0630
9.250 0.9934 0.03351 0.02063 -0.0635 0.0334 0.0640
9.500 1.0128 0.03430 0.02144 -0.0621 0.0331 0.0656
9.750 1.0327 0.03511 0.02229 -0.0608 0.0330 0.0675
10.000 1.0532 0.03594 0.02318 -0.0596 0.0327 0.0692
10.250 1.0741 0.03681 0.02409 -0.0584 0.0324 0.0710
10.500 1.0951 0.03770 0.02505 -0.0573 0.0321 0.0741
10.750 1.1159 0.03861 0.02604 -0.0562 0.0316 0.0779
11.000 1.1361 0.03954 0.02706 -0.0550 0.0311 0.0844
11.750 1.1984 0.04166 0.03067 -0.0526 0.0303 1.0000
12.000 1.2154 0.04286 0.03192 -0.0512 0.0302 1.0000
12.250 1.2319 0.04414 0.03328 -0.0497 0.0300 1.0000
12.500 1.2493 0.04567 0.03495 -0.0483 0.0298 1.0000
12.750 1.2651 0.04738 0.03683 -0.0469 0.0296 1.0000
13.000 1.2789 0.04929 0.03893 -0.0453 0.0293 1.0000
13.250 1.2897 0.05138 0.04127 -0.0434 0.0289 1.0000
13.500 1.2972 0.05367 0.04380 -0.0414 0.0284 1.0000
13.750 1.3013 0.05606 0.04642 -0.0392 0.0279 1.0000
14.000 1.3021 0.05860 0.04920 -0.0370 0.0275 1.0000
14.250 1.3001 0.06128 0.05212 -0.0347 0.0273 1.0000
14.500 1.2954 0.06419 0.05526 -0.0326 0.0270 1.0000
14.750 1.2877 0.06740 0.05871 -0.0306 0.0269 1.0000
15.000 1.2770 0.07094 0.06249 -0.0289 0.0268 1.0000
15.250 1.2633 0.07492 0.06671 -0.0276 0.0267 1.0000
15.500 1.2459 0.07948 0.07152 -0.0269 0.0266 1.0000
15.750 1.2253 0.08466 0.07695 -0.0270 0.0265 1.0000
16.000 1.1987 0.09106 0.08363 -0.0282 0.0264 1.0000
16.250 1.1652 0.09928 0.09214 -0.0312 0.0263 1.0000
16.500 1.1129 0.11260 0.10582 -0.0389 0.0263 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)