Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 29.3 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-080-050-gn-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.2526 0.12087 0.11499 -0.0490 0.9799 0.0668
-6.750 -0.2476 0.11886 0.11299 -0.0520 0.9755 0.0673
-6.500 -0.2353 0.11573 0.10988 -0.0541 0.9727 0.0677
-6.250 -0.2185 0.11238 0.10653 -0.0558 0.9706 0.0682
-6.000 -0.2090 0.10984 0.10401 -0.0565 0.9665 0.0689
-5.750 -0.1992 0.10737 0.10156 -0.0577 0.9622 0.0697
-5.500 -0.1870 0.10480 0.09899 -0.0599 0.9589 0.0707
-5.250 -0.1744 0.10223 0.09643 -0.0629 0.9558 0.0720
-5.000 -0.1788 0.10097 0.09520 -0.0633 0.9476 0.0729
-4.750 -0.1756 0.09918 0.09342 -0.0675 0.9422 0.0734
-4.500 -0.1642 0.09617 0.09044 -0.0658 0.9383 0.0739
-4.250 -0.1574 0.09393 0.08824 -0.0652 0.9325 0.0746
-4.000 -0.1427 0.09126 0.08559 -0.0671 0.9286 0.0756
-3.750 -0.1242 0.08839 0.08272 -0.0706 0.9256 0.0770
-3.500 -0.1277 0.08690 0.08127 -0.0692 0.9163 0.0778
-3.250 -0.1090 0.08419 0.07851 -0.0755 0.9111 0.0794
-2.750 -0.0915 0.07953 0.07388 -0.0764 0.8992 0.0807
-2.500 -0.0737 0.07699 0.07137 -0.0772 0.8956 0.0820
-2.250 -0.0500 0.07434 0.06870 -0.0805 0.8928 0.0840
-2.000 -0.0442 0.07273 0.06708 -0.0807 0.8846 0.0857
-1.750 -0.0128 0.07014 0.06432 -0.0889 0.8788 0.0873
-1.500 0.0054 0.06725 0.06150 -0.0885 0.8762 0.0879
-1.250 0.0288 0.06474 0.05901 -0.0896 0.8742 0.0894
-1.000 0.0301 0.06361 0.05791 -0.0870 0.8650 0.0911
-0.750 0.0733 0.06140 0.05545 -0.0954 0.8606 0.0956
-0.500 0.0928 0.05868 0.05281 -0.0951 0.8581 0.0964
-0.250 0.1195 0.05639 0.05055 -0.0965 0.8561 0.0980
0.000 0.1237 0.05540 0.04957 -0.0939 0.8469 0.0995
0.500 0.1896 0.05120 0.04520 -0.1001 0.8402 0.1061
1.000 0.2569 0.04734 0.04110 -0.1042 0.8243 0.1157
1.250 0.2928 0.04382 0.03764 -0.1053 0.8127 0.1176
1.500 0.3355 0.04093 0.03471 -0.1075 0.8025 0.1221
1.750 0.3648 0.03934 0.03292 -0.1079 0.7890 0.1281
2.000 0.3922 0.03707 0.03072 -0.1075 0.7754 0.1313
2.250 0.4241 0.03557 0.02904 -0.1078 0.7569 0.1414
2.500 0.4477 0.03361 0.02709 -0.1065 0.7292 0.1440
2.750 0.4968 0.03119 0.02419 -0.1087 0.6436 0.1493
3.000 0.4922 0.03357 0.02386 -0.1028 0.1640 0.1563
3.250 0.5060 0.03346 0.02332 -0.1007 0.0979 0.1572
3.750 0.5653 0.02981 0.01869 -0.0994 0.0867 0.0917
4.000 0.5869 0.02929 0.01803 -0.0979 0.0832 0.0907
4.250 0.6080 0.02889 0.01748 -0.0963 0.0808 0.0901
4.500 0.6273 0.02876 0.01723 -0.0945 0.0788 0.0908
4.750 0.6471 0.02867 0.01705 -0.0928 0.0773 0.0919
5.000 0.6666 0.02862 0.01691 -0.0909 0.0758 0.0927
5.250 0.6855 0.02863 0.01683 -0.0890 0.0741 0.0926
5.500 0.7034 0.02875 0.01684 -0.0870 0.0724 0.0926
5.750 0.7205 0.02899 0.01696 -0.0849 0.0711 0.0928
6.000 0.7368 0.02934 0.01719 -0.0827 0.0699 0.0932
6.250 0.7555 0.02962 0.01741 -0.0808 0.0690 0.0942
6.500 0.7751 0.02998 0.01769 -0.0790 0.0682 0.0958
6.750 0.7963 0.03035 0.01805 -0.0777 0.0675 0.0969
7.000 0.8189 0.03076 0.01842 -0.0764 0.0668 0.0976
7.250 0.8439 0.03120 0.01881 -0.0756 0.0661 0.0984
7.500 0.8719 0.03170 0.01925 -0.0752 0.0655 0.0994
7.750 0.9039 0.03229 0.01975 -0.0754 0.0647 0.1008
8.000 0.9364 0.03295 0.02032 -0.0758 0.0638 0.1026
8.250 0.9728 0.03382 0.02105 -0.0770 0.0626 0.1059
8.500 1.0053 0.03463 0.02192 -0.0774 0.0618 0.1097
8.750 1.0386 0.03555 0.02288 -0.0779 0.0611 0.1131
9.000 1.0735 0.03664 0.02404 -0.0788 0.0606 0.1171
9.250 1.1080 0.03789 0.02538 -0.0796 0.0602 0.1234
9.500 1.1397 0.03922 0.02684 -0.0801 0.0598 0.1358
9.750 1.1681 0.04051 0.02840 -0.0800 0.0593 0.1798
10.250 1.2230 0.04250 0.03163 -0.0799 0.0579 1.0000
10.500 1.2445 0.04396 0.03311 -0.0788 0.0571 1.0000
10.750 1.2661 0.04556 0.03473 -0.0778 0.0566 1.0000
11.000 1.2868 0.04733 0.03656 -0.0766 0.0562 1.0000
11.250 1.3067 0.04924 0.03854 -0.0754 0.0559 1.0000
11.500 1.3256 0.05131 0.04071 -0.0742 0.0557 1.0000
11.750 1.3406 0.05349 0.04302 -0.0724 0.0556 1.0000
12.000 1.3485 0.05560 0.04537 -0.0694 0.0554 1.0000
12.250 1.3530 0.05779 0.04784 -0.0661 0.0554 1.0000
12.500 1.3531 0.06001 0.05033 -0.0623 0.0552 1.0000
12.750 1.3470 0.06221 0.05284 -0.0578 0.0551 1.0000
13.000 1.3371 0.06448 0.05540 -0.0529 0.0548 1.0000
13.250 1.3247 0.06690 0.05810 -0.0482 0.0546 1.0000
13.500 1.3108 0.06955 0.06102 -0.0439 0.0544 1.0000
13.750 1.2954 0.07243 0.06415 -0.0401 0.0543 1.0000
14.000 1.2784 0.07561 0.06758 -0.0367 0.0542 1.0000
14.250 1.2599 0.07912 0.07131 -0.0338 0.0542 1.0000
14.500 1.2402 0.08298 0.07540 -0.0316 0.0543 1.0000
14.750 1.2185 0.08728 0.07992 -0.0300 0.0544 1.0000
15.000 1.1949 0.09208 0.08493 -0.0293 0.0546 1.0000
15.250 1.1704 0.09742 0.09046 -0.0295 0.0548 1.0000
15.500 1.1454 0.10334 0.09656 -0.0308 0.0550 1.0000
15.750 1.1218 0.10973 0.10312 -0.0330 0.0552 1.0000
16.000 1.1036 0.11606 0.10956 -0.0356 0.0554 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)