Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.27 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-080-050-gn-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.750 -0.3545 0.12615 0.11851 -0.0211 1.0000 0.1037
-5.500 -0.3682 0.12598 0.11841 -0.0199 1.0000 0.1043
-5.250 -0.3844 0.12593 0.11844 -0.0186 0.9997 0.1046
-5.000 -0.3630 0.12085 0.11339 -0.0192 0.9974 0.1057
-4.750 -0.3475 0.11744 0.11000 -0.0205 0.9940 0.1073
-4.500 -0.3379 0.11490 0.10748 -0.0219 0.9896 0.1091
-4.250 -0.3307 0.11274 0.10533 -0.0237 0.9847 0.1111
-4.000 -0.3253 0.11100 0.10362 -0.0269 0.9789 0.1136
-3.750 -0.3166 0.10990 0.10250 -0.0352 0.9712 0.1152
-3.500 -0.3018 0.10546 0.09811 -0.0326 0.9689 0.1167
-3.250 -0.2915 0.10268 0.09537 -0.0324 0.9639 0.1189
-3.000 -0.2773 0.10013 0.09283 -0.0347 0.9590 0.1219
-2.750 -0.2637 0.09812 0.09080 -0.0392 0.9527 0.1253
-2.500 -0.2448 0.09639 0.08900 -0.0469 0.9453 0.1270
-2.250 -0.2309 0.09250 0.08518 -0.0453 0.9425 0.1284
-2.000 -0.2210 0.08990 0.08263 -0.0443 0.9374 0.1308
-1.750 -0.2060 0.08764 0.08038 -0.0459 0.9317 0.1350
-1.500 -0.1725 0.08574 0.07834 -0.0553 0.9265 0.1405
-1.250 -0.1658 0.08275 0.07544 -0.0527 0.9216 0.1423
-1.000 -0.1519 0.08040 0.07313 -0.0525 0.9162 0.1458
-0.750 -0.1055 0.07982 0.07227 -0.0639 0.9108 0.1542
-0.500 -0.0953 0.07605 0.06863 -0.0618 0.9071 0.1557
-0.250 -0.0860 0.07374 0.06640 -0.0601 0.9011 0.1583
0.000 -0.0445 0.07318 0.06561 -0.0678 0.8958 0.1699
0.250 -0.0295 0.06955 0.06214 -0.0664 0.8926 0.1729
0.500 -0.0151 0.06781 0.06044 -0.0658 0.8870 0.1790
0.750 0.0144 0.06637 0.05890 -0.0695 0.8812 0.1881
1.000 0.0366 0.06412 0.05672 -0.0699 0.8771 0.1936
1.250 0.0746 0.06253 0.05504 -0.0744 0.8739 0.2060
1.500 0.0848 0.06101 0.05360 -0.0726 0.8670 0.2117
1.750 0.1110 0.05957 0.05215 -0.0742 0.8619 0.2264
2.000 0.1406 0.05800 0.05060 -0.0760 0.8580 0.2447
2.250 0.1658 0.05657 0.04922 -0.0768 0.8537 0.2644
3.000 0.2948 0.05202 0.04387 -0.0877 0.8342 0.1581
3.250 0.3522 0.04884 0.04036 -0.0910 0.8149 0.1361
3.500 0.4054 0.04564 0.03679 -0.0929 0.7911 0.1261
3.750 0.4494 0.04276 0.03387 -0.0935 0.7691 0.1247
4.000 0.5010 0.03937 0.03034 -0.0942 0.7439 0.1251
4.250 0.5204 0.03800 0.02892 -0.0913 0.7149 0.1249
4.500 0.5426 0.03637 0.02724 -0.0884 0.6755 0.1240
4.750 0.5960 0.03327 0.02180 -0.0863 0.2854 0.1230
5.000 0.5906 0.03546 0.02287 -0.0819 0.1438 0.1229
5.250 0.6055 0.03602 0.02312 -0.0799 0.1273 0.1237
5.500 0.6225 0.03643 0.02334 -0.0780 0.1189 0.1249
5.750 0.6390 0.03689 0.02363 -0.0761 0.1131 0.1258
6.000 0.6567 0.03735 0.02395 -0.0744 0.1093 0.1263
6.250 0.6758 0.03783 0.02431 -0.0729 0.1063 0.1265
6.500 0.6945 0.03837 0.02475 -0.0713 0.1038 0.1270
6.750 0.7132 0.03895 0.02524 -0.0698 0.1017 0.1276
7.000 0.7321 0.03959 0.02579 -0.0683 0.0999 0.1288
7.250 0.7537 0.04014 0.02629 -0.0670 0.0984 0.1312
7.500 0.7785 0.04056 0.02671 -0.0659 0.0966 0.1344
7.750 0.8070 0.04092 0.02700 -0.0651 0.0943 0.1377
8.000 0.8414 0.04119 0.02716 -0.0650 0.0917 0.1401
8.250 0.8892 0.04135 0.02721 -0.0667 0.0893 0.1444
8.500 0.9508 0.04187 0.02751 -0.0703 0.0879 0.1540
8.750 1.0048 0.04274 0.02848 -0.0734 0.0869 0.1671
9.000 1.0552 0.04403 0.02992 -0.0764 0.0860 0.1871
9.250 1.0942 0.04518 0.03158 -0.0779 0.0849 0.2751
9.750 1.1546 0.04757 0.03468 -0.0777 0.0821 1.0000
10.000 1.1813 0.04939 0.03650 -0.0773 0.0811 1.0000
10.250 1.2062 0.05137 0.03855 -0.0766 0.0806 1.0000
10.500 1.2283 0.05346 0.04075 -0.0756 0.0803 1.0000
10.750 1.2476 0.05564 0.04308 -0.0742 0.0801 1.0000
11.000 1.2635 0.05791 0.04554 -0.0723 0.0799 1.0000
11.250 1.2774 0.06024 0.04805 -0.0704 0.0797 1.0000
11.500 1.2906 0.06270 0.05064 -0.0685 0.0793 1.0000
11.750 1.3065 0.06545 0.05344 -0.0672 0.0787 1.0000
12.000 1.3046 0.06780 0.05612 -0.0633 0.0783 1.0000
12.250 1.3001 0.07026 0.05891 -0.0593 0.0780 1.0000
12.500 1.2938 0.07282 0.06175 -0.0554 0.0778 1.0000
12.750 1.2842 0.07544 0.06463 -0.0513 0.0777 1.0000
13.000 1.2731 0.07822 0.06765 -0.0474 0.0777 1.0000
13.250 1.2618 0.08123 0.07087 -0.0439 0.0779 1.0000
13.500 1.2487 0.08445 0.07430 -0.0409 0.0781 1.0000
13.750 1.2349 0.08791 0.07795 -0.0382 0.0783 1.0000
14.000 1.2205 0.09163 0.08185 -0.0361 0.0785 1.0000
14.500 1.1248 0.10345 0.09451 -0.0344 0.0801 1.0000
14.750 1.0556 0.11484 0.10632 -0.0398 0.0819 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)