Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 33.46 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-080-050-gn-200000.txt Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.750 -0.2270 0.10786 0.10386 -0.0512 0.9719 0.0609
-5.500 -0.2203 0.10574 0.10174 -0.0544 0.9671 0.0618
-5.250 -0.2334 0.10536 0.10136 -0.0595 0.9586 0.0621
-5.000 -0.2046 0.10055 0.09657 -0.0595 0.9582 0.0624
-4.750 -0.1825 0.09722 0.09324 -0.0616 0.9567 0.0629
-4.500 -0.1856 0.09572 0.09178 -0.0594 0.9487 0.0633
-4.250 -0.1738 0.09336 0.08943 -0.0612 0.9448 0.0639
-4.000 -0.1550 0.09053 0.08660 -0.0650 0.9421 0.0649
-3.750 -0.1597 0.08901 0.08511 -0.0634 0.9328 0.0656
-3.250 -0.1343 0.08357 0.07960 -0.0751 0.9189 0.0676
-3.000 -0.1204 0.08077 0.07684 -0.0739 0.9151 0.0679
-2.750 -0.0997 0.07800 0.07408 -0.0753 0.9124 0.0685
-2.500 -0.0741 0.07522 0.07129 -0.0786 0.9103 0.0696
-2.250 -0.0747 0.07383 0.06992 -0.0768 0.9015 0.0703
-2.000 -0.0283 0.07041 0.06625 -0.0915 0.8957 0.0734
-1.750 -0.0095 0.06737 0.06327 -0.0909 0.8939 0.0737
-1.500 0.0148 0.06471 0.06066 -0.0919 0.8924 0.0743
-1.250 0.0092 0.06377 0.05975 -0.0877 0.8821 0.0748
-1.000 0.0356 0.06147 0.05744 -0.0900 0.8787 0.0763
0.000 0.2343 0.04738 0.04286 -0.1162 0.8591 0.0876
0.250 0.2873 0.04339 0.03893 -0.1213 0.8577 0.0889
0.500 0.3297 0.04064 0.03616 -0.1245 0.8518 0.0917
0.750 0.3815 0.03740 0.03269 -0.1298 0.8431 0.0964
1.000 0.4344 0.03421 0.02953 -0.1345 0.8328 0.0992
1.250 0.4759 0.03183 0.02688 -0.1367 0.8121 0.1057
1.500 0.5111 0.02949 0.02439 -0.1374 0.7618 0.1077
1.750 0.5278 0.02888 0.02290 -0.1342 0.6044 0.1109
2.000 0.5029 0.03014 0.02307 -0.1237 0.4014 0.1119
2.250 0.4834 0.03187 0.02350 -0.1148 0.1406 0.1159
2.500 0.4905 0.03123 0.02271 -0.1113 0.1028 0.1168
2.750 0.5052 0.03055 0.02203 -0.1091 0.0959 0.1186
3.000 0.5281 0.03037 0.02160 -0.1077 0.0915 0.1278
3.250 0.5410 0.02956 0.02084 -0.1053 0.0881 0.1293
3.500 0.5575 0.02907 0.02040 -0.1033 0.0861 0.1329
3.750 0.5777 0.02878 0.01995 -0.1016 0.0846 0.1419
4.000 0.5926 0.02835 0.01956 -0.0994 0.0831 0.1447
4.250 0.6113 0.02843 0.01946 -0.0974 0.0820 0.1560
4.500 0.6257 0.02807 0.01913 -0.0951 0.0809 0.1591
4.750 0.6432 0.02835 0.01925 -0.0931 0.0799 0.1719
5.000 0.6594 0.02825 0.01915 -0.0911 0.0792 0.1766
5.250 0.6789 0.02848 0.01928 -0.0896 0.0786 0.1913
5.500 0.7006 0.02849 0.01924 -0.0884 0.0781 0.2082
5.750 0.7232 0.02844 0.01919 -0.0873 0.0773 0.2270
6.000 0.7470 0.02844 0.01917 -0.0864 0.0764 0.2489
6.500 0.8203 0.02804 0.01763 -0.0852 0.0754 0.1269
6.750 0.8532 0.02781 0.01739 -0.0856 0.0750 0.1222
7.000 0.8901 0.02823 0.01757 -0.0862 0.0749 0.1155
7.250 0.9304 0.02877 0.01809 -0.0879 0.0749 0.1145
7.500 0.9742 0.02963 0.01893 -0.0903 0.0749 0.1150
7.750 1.0142 0.03044 0.01980 -0.0921 0.0747 0.1164
8.000 1.0496 0.03137 0.02082 -0.0930 0.0745 0.1168
8.250 1.0873 0.03269 0.02225 -0.0942 0.0754 0.1179
8.500 1.1242 0.03435 0.02402 -0.0953 0.0767 0.1199
8.750 1.1741 0.03767 0.02727 -0.0993 0.0788 0.1235
9.000 1.2020 0.03897 0.02909 -0.0972 0.0896 0.1268
10.000 1.2730 0.05023 0.04261 -0.0845 0.1325 0.1558
10.250 1.3085 0.05192 0.04537 -0.0868 0.1280 1.0000
10.500 1.3034 0.05407 0.04776 -0.0820 0.1207 1.0000
10.750 1.3127 0.05550 0.04925 -0.0791 0.1164 1.0000
11.000 1.3332 0.05821 0.05184 -0.0785 0.1139 1.0000
11.250 1.3336 0.06320 0.05691 -0.0759 0.1103 1.0000
11.500 1.3158 0.06220 0.05632 -0.0683 0.1052 1.0000
11.750 1.3225 0.06435 0.05852 -0.0657 0.1029 1.0000
12.000 1.3421 0.06735 0.06142 -0.0652 0.1013 1.0000
12.500 1.3114 0.07414 0.06859 -0.0559 0.0977 1.0000
12.750 1.2698 0.07471 0.06946 -0.0470 0.0958 1.0000
13.000 1.2446 0.07712 0.07206 -0.0420 0.0944 1.0000
13.250 1.2227 0.08012 0.07521 -0.0383 0.0933 1.0000
13.500 1.2027 0.08349 0.07869 -0.0355 0.0924 1.0000
13.750 1.1835 0.08722 0.08254 -0.0336 0.0917 1.0000
14.000 1.1650 0.09133 0.08674 -0.0324 0.0910 1.0000
14.250 1.1648 0.09484 0.09026 -0.0318 0.0902 1.0000
14.500 1.2327 0.10137 0.09643 -0.0341 0.0881 1.0000
14.750 1.1867 0.10565 0.10093 -0.0322 0.0880 1.0000
15.000 1.1403 0.11136 0.10684 -0.0326 0.0879 1.0000
15.250 1.0822 0.11969 0.11540 -0.0366 0.0879 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)