Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.45 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-080-050-gn-50000.txt Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-4.000 -0.3877 0.11552 0.10846 -0.0081 1.0000 0.1466
-3.750 -0.3929 0.11401 0.10701 -0.0071 1.0000 0.1491
-3.500 -0.3998 0.11300 0.10605 -0.0072 1.0000 0.1517
-3.250 -0.4090 0.11409 0.10715 -0.0124 1.0000 0.1539
-3.000 -0.4055 0.10995 0.10309 -0.0099 1.0000 0.1551
-2.750 -0.4006 0.10625 0.09947 -0.0064 1.0000 0.1574
-2.500 -0.3974 0.10378 0.09705 -0.0051 1.0000 0.1607
-2.250 -0.3941 0.10186 0.09515 -0.0056 1.0000 0.1649
-2.000 -0.3821 0.10233 0.09551 -0.0150 1.0000 0.1698
-1.750 -0.3809 0.09781 0.09112 -0.0104 1.0000 0.1714
-1.500 -0.3765 0.09478 0.08816 -0.0079 1.0000 0.1741
-1.250 -0.3690 0.09246 0.08587 -0.0077 1.0000 0.1784
-1.000 -0.3422 0.09237 0.08561 -0.0175 1.0000 0.1864
-0.750 -0.3414 0.08824 0.08161 -0.0134 1.0000 0.1884
-0.500 -0.3352 0.08548 0.07892 -0.0114 1.0000 0.1928
-0.250 -0.3051 0.08501 0.07830 -0.0193 1.0000 0.2039
0.000 -0.3029 0.08128 0.07470 -0.0157 1.0000 0.2068
0.250 -0.2920 0.07901 0.07248 -0.0151 1.0000 0.2137
0.500 -0.2671 0.07737 0.07076 -0.0196 1.0000 0.2234
0.750 -0.2583 0.07480 0.06828 -0.0180 1.0000 0.2293
1.000 -0.2327 0.07339 0.06679 -0.0220 1.0000 0.2416
1.250 -0.2224 0.07102 0.06451 -0.0206 1.0000 0.2494
1.500 -0.2024 0.06922 0.06270 -0.0224 1.0000 0.2629
1.750 -0.1823 0.06769 0.06118 -0.0240 1.0000 0.2798
2.000 -0.1645 0.06606 0.05957 -0.0247 1.0000 0.2981
2.250 -0.1484 0.06432 0.05788 -0.0249 1.0000 0.3174
2.500 -0.1339 0.06248 0.05611 -0.0244 1.0000 0.3383
2.750 -0.1169 0.06115 0.05482 -0.0247 1.0000 0.3731
3.000 -0.1077 0.05900 0.05281 -0.0225 1.0000 0.4013
3.750 -0.0804 0.05318 0.04737 -0.0153 1.0000 0.5366
4.000 -0.0641 0.05206 0.04632 -0.0145 1.0000 0.5760
4.250 -0.0520 0.05035 0.04474 -0.0125 1.0000 0.6037
4.500 -0.0342 0.04929 0.04377 -0.0120 1.0000 0.6290
4.750 -0.0110 0.04862 0.04316 -0.0130 1.0000 0.6495
5.000 0.0146 0.04835 0.04291 -0.0146 1.0000 0.6637
5.250 0.0424 0.04820 0.04278 -0.0170 1.0000 0.6710
5.500 0.0714 0.04833 0.04293 -0.0197 1.0000 0.6735
5.750 0.6448 0.03550 0.02483 -0.0768 0.2116 0.2643
6.000 0.6601 0.03656 0.02552 -0.0745 0.1979 0.2566
6.250 0.6741 0.03721 0.02598 -0.0723 0.1896 0.2535
6.500 0.6952 0.03766 0.02632 -0.0707 0.1833 0.2491
6.750 0.7204 0.03823 0.02660 -0.0695 0.1778 0.2429
7.000 0.7551 0.03883 0.02673 -0.0693 0.1722 0.2385
7.250 0.8019 0.03880 0.02655 -0.0704 0.1667 0.2376
7.500 0.8874 0.03865 0.02613 -0.0769 0.1612 0.2443
7.750 0.9920 0.03987 0.02704 -0.0874 0.1583 0.2547
8.000 1.0495 0.04133 0.02850 -0.0912 0.1574 0.2688
8.250 1.0955 0.04324 0.03046 -0.0935 0.1562 0.2942
8.500 1.1287 0.04471 0.03230 -0.0937 0.1554 0.3402
8.750 1.1631 0.04570 0.03415 -0.0937 0.1552 1.0000
9.000 1.1946 0.04818 0.03643 -0.0934 0.1559 1.0000
9.250 1.2133 0.04940 0.03790 -0.0907 0.1579 1.0000
9.500 1.2268 0.05132 0.04027 -0.0875 0.1612 1.0000
9.750 1.2419 0.05393 0.04320 -0.0850 0.1646 1.0000
10.000 1.2572 0.05683 0.04634 -0.0829 0.1674 1.0000
10.250 1.2719 0.06000 0.04968 -0.0809 0.1697 1.0000
10.500 1.2890 0.06371 0.05347 -0.0795 0.1717 1.0000
10.750 1.2774 0.06546 0.05590 -0.0736 0.1767 1.0000
11.000 1.2623 0.06906 0.06002 -0.0685 0.1831 1.0000
11.250 1.2844 0.07443 0.06536 -0.0687 0.1894 1.0000
11.750 1.2338 0.08261 0.07448 -0.0590 0.2098 1.0000
12.000 1.1458 0.08649 0.07882 -0.0508 0.2129 1.0000
12.250 1.0641 0.09597 0.08865 -0.0504 0.2225 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)