Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 34.71 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-080-050-gn-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.1603 0.11103 0.10659 -0.0745 0.9674 0.0515
-7.250 -0.1520 0.10842 0.10399 -0.0761 0.9635 0.0521
-7.000 -0.1416 0.10553 0.10109 -0.0789 0.9607 0.0525
-6.750 -0.1288 0.10258 0.09814 -0.0822 0.9585 0.0526
-6.250 -0.1084 0.09717 0.09275 -0.0854 0.9516 0.0529
-6.000 -0.0954 0.09470 0.09030 -0.0860 0.9483 0.0533
-5.750 -0.0801 0.09222 0.08784 -0.0878 0.9457 0.0541
-5.500 -0.0638 0.08952 0.08514 -0.0905 0.9436 0.0549
-5.250 -0.0465 0.08665 0.08226 -0.0940 0.9418 0.0558
-5.000 -0.0486 0.08509 0.08074 -0.0928 0.9335 0.0564
-4.750 -0.0389 0.08246 0.07810 -0.0961 0.9291 0.0569
-4.500 -0.0237 0.07914 0.07475 -0.1029 0.9259 0.0572
-4.000 -0.0095 0.07506 0.07074 -0.1005 0.9141 0.0577
-3.750 0.0110 0.07259 0.06828 -0.1025 0.9120 0.0585
-3.500 0.0345 0.06983 0.06551 -0.1065 0.9101 0.0594
-3.250 0.0345 0.06835 0.06405 -0.1049 0.9013 0.0600
-3.000 0.0540 0.06563 0.06130 -0.1091 0.8968 0.0614
-2.500 0.1112 0.05914 0.05471 -0.1203 0.8923 0.0625
-2.250 0.1075 0.05819 0.05380 -0.1158 0.8829 0.0629
-2.000 0.1295 0.05611 0.05173 -0.1172 0.8795 0.0638
-1.750 0.1584 0.05365 0.04924 -0.1208 0.8770 0.0652
-1.500 0.2071 0.04979 0.04514 -0.1309 0.8744 0.0673
-1.250 0.2135 0.04800 0.04332 -0.1287 0.8639 0.0676
-1.000 0.2514 0.04524 0.04059 -0.1315 0.8571 0.0684
-0.750 0.2669 0.04365 0.03899 -0.1302 0.8443 0.0693
-0.500 0.3195 0.04048 0.03553 -0.1378 0.8372 0.0731
-0.250 0.3358 0.03847 0.03337 -0.1370 0.8262 0.0734
0.000 0.3604 0.03655 0.03148 -0.1371 0.8131 0.0738
0.250 0.3874 0.03491 0.02980 -0.1377 0.7977 0.0745
0.500 0.4110 0.03358 0.02839 -0.1373 0.7759 0.0762
1.000 0.4729 0.02988 0.02400 -0.1393 0.6944 0.0806
1.250 0.4774 0.02969 0.02309 -0.1345 0.5667 0.0810
1.500 0.4479 0.03127 0.02347 -0.1235 0.3236 0.0811
1.750 0.4319 0.03234 0.02365 -0.1156 0.0875 0.0813
2.000 0.4488 0.03150 0.02267 -0.1137 0.0745 0.0818
2.250 0.4721 0.02924 0.02009 -0.1127 0.0699 0.0713
2.500 0.4931 0.02815 0.01887 -0.1113 0.0671 0.0712
2.750 0.5140 0.02703 0.01758 -0.1099 0.0649 0.0701
3.000 0.5349 0.02598 0.01632 -0.1083 0.0632 0.0695
3.250 0.5555 0.02514 0.01529 -0.1067 0.0618 0.0692
3.500 0.5755 0.02472 0.01478 -0.1050 0.0603 0.0702
3.750 0.5957 0.02426 0.01419 -0.1032 0.0591 0.0710
4.000 0.6153 0.02386 0.01363 -0.1014 0.0576 0.0712
4.250 0.6346 0.02357 0.01319 -0.0995 0.0568 0.0713
4.500 0.6530 0.02346 0.01293 -0.0974 0.0560 0.0716
4.750 0.6705 0.02348 0.01283 -0.0953 0.0554 0.0718
5.000 0.6893 0.02350 0.01270 -0.0932 0.0549 0.0726
5.250 0.7078 0.02360 0.01268 -0.0912 0.0544 0.0735
5.500 0.7256 0.02379 0.01288 -0.0892 0.0538 0.0741
5.750 0.7436 0.02402 0.01307 -0.0872 0.0534 0.0744
6.000 0.7617 0.02430 0.01332 -0.0853 0.0529 0.0749
6.250 0.7804 0.02460 0.01358 -0.0834 0.0524 0.0752
6.500 0.7994 0.02493 0.01389 -0.0816 0.0519 0.0758
6.750 0.8190 0.02527 0.01419 -0.0799 0.0513 0.0763
7.000 0.8391 0.02567 0.01455 -0.0784 0.0507 0.0771
7.250 0.8600 0.02613 0.01495 -0.0770 0.0501 0.0784
7.500 0.8832 0.02669 0.01541 -0.0759 0.0495 0.0794
7.750 0.9068 0.02714 0.01587 -0.0749 0.0491 0.0801
8.000 0.9310 0.02758 0.01637 -0.0739 0.0488 0.0807
8.250 0.9557 0.02808 0.01693 -0.0731 0.0485 0.0815
8.500 0.9818 0.02864 0.01756 -0.0725 0.0481 0.0826
8.750 1.0090 0.02926 0.01824 -0.0720 0.0477 0.0839
9.000 1.0371 0.02995 0.01898 -0.0718 0.0473 0.0855
9.250 1.0645 0.03068 0.01975 -0.0715 0.0469 0.0875
9.500 1.0907 0.03142 0.02056 -0.0710 0.0463 0.0906
9.750 1.1160 0.03217 0.02134 -0.0703 0.0457 0.0943
10.000 1.1423 0.03299 0.02218 -0.0699 0.0452 0.0983
10.250 1.1702 0.03394 0.02315 -0.0698 0.0448 0.1058
10.500 1.1990 0.03496 0.02428 -0.0699 0.0444 0.1419
11.000 1.2774 0.03718 0.02772 -0.0747 0.0437 1.0000
11.250 1.2961 0.03851 0.02922 -0.0730 0.0435 1.0000
11.500 1.3143 0.04002 0.03091 -0.0714 0.0432 1.0000
11.750 1.3302 0.04159 0.03266 -0.0694 0.0429 1.0000
12.000 1.3426 0.04323 0.03451 -0.0669 0.0425 1.0000
12.250 1.3528 0.04489 0.03636 -0.0642 0.0420 1.0000
12.500 1.3613 0.04656 0.03822 -0.0614 0.0416 1.0000
12.750 1.3681 0.04834 0.04018 -0.0584 0.0413 1.0000
13.000 1.3730 0.05023 0.04225 -0.0553 0.0410 1.0000
13.250 1.3756 0.05219 0.04439 -0.0521 0.0408 1.0000
13.500 1.3758 0.05425 0.04664 -0.0487 0.0406 1.0000
13.750 1.3739 0.05642 0.04900 -0.0454 0.0405 1.0000
14.000 1.3696 0.05873 0.05150 -0.0420 0.0403 1.0000
14.250 1.3632 0.06120 0.05416 -0.0387 0.0402 1.0000
14.500 1.3542 0.06391 0.05706 -0.0355 0.0401 1.0000
14.750 1.3429 0.06686 0.06021 -0.0326 0.0400 1.0000
15.000 1.3300 0.06999 0.06352 -0.0299 0.0399 1.0000
15.250 1.3165 0.07324 0.06695 -0.0277 0.0398 1.0000
15.500 1.2985 0.07712 0.07103 -0.0259 0.0397 1.0000
15.750 1.2843 0.08073 0.07478 -0.0247 0.0395 1.0000
16.000 1.2655 0.08507 0.07930 -0.0241 0.0394 1.0000
16.250 1.2399 0.09054 0.08499 -0.0243 0.0394 1.0000
16.500 1.2036 0.09799 0.09270 -0.0263 0.0394 1.0000
16.750 1.1514 0.10914 0.10418 -0.0317 0.0395 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)