Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 41.22 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-080-050-gn-500000.txt Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.1848 0.11769 0.11487 -0.0729 0.9799 0.0430
-8.250 -0.1744 0.11476 0.11193 -0.0749 0.9772 0.0441
-7.750 -0.1536 0.10767 0.10482 -0.0827 0.9735 0.0448
-7.500 -0.1358 0.10464 0.10180 -0.0846 0.9725 0.0449
-7.250 -0.1181 0.10181 0.09897 -0.0871 0.9716 0.0451
-7.000 -0.1001 0.09907 0.09623 -0.0898 0.9708 0.0456
-6.750 -0.0814 0.09633 0.09350 -0.0930 0.9701 0.0461
-6.500 -0.0774 0.09437 0.09155 -0.0924 0.9639 0.0466
-6.250 -0.0619 0.09155 0.08873 -0.0953 0.9617 0.0476
-6.000 -0.0539 0.08783 0.08498 -0.1055 0.9586 0.0485
-5.750 -0.0334 0.08426 0.08141 -0.1079 0.9578 0.0486
-5.500 -0.0109 0.08125 0.07841 -0.1095 0.9572 0.0488
-5.250 -0.0005 0.07921 0.07639 -0.1092 0.9528 0.0490
-5.000 0.0130 0.07707 0.07426 -0.1101 0.9488 0.0493
-4.750 0.0322 0.07457 0.07178 -0.1130 0.9466 0.0498
-4.500 0.0539 0.07188 0.06909 -0.1168 0.9448 0.0505
-4.250 0.0786 0.06878 0.06598 -0.1223 0.9433 0.0515
-4.000 0.0912 0.06423 0.06132 -0.1359 0.9324 0.0527
-3.750 0.1138 0.06158 0.05870 -0.1359 0.9306 0.0529
-3.500 0.1464 0.05863 0.05574 -0.1391 0.9281 0.0531
-3.250 0.1666 0.05646 0.05356 -0.1401 0.9201 0.0535
-3.000 0.1883 0.05429 0.05137 -0.1422 0.9139 0.0540
-2.750 0.2178 0.05176 0.04880 -0.1464 0.9093 0.0547
-2.500 0.2396 0.04779 0.04459 -0.1550 0.8984 0.0572
-2.250 0.2594 0.04556 0.04238 -0.1550 0.8939 0.0574
-2.000 0.2756 0.04398 0.04080 -0.1540 0.8868 0.0576
-1.750 0.2936 0.04241 0.03923 -0.1534 0.8782 0.0579
-1.500 0.3162 0.04076 0.03754 -0.1540 0.8707 0.0583
-1.250 0.3344 0.03923 0.03598 -0.1537 0.8608 0.0589
-1.000 0.3723 0.03527 0.03168 -0.1596 0.8527 0.0622
-0.750 0.3897 0.03380 0.03018 -0.1584 0.8388 0.0624
-0.500 0.4063 0.03264 0.02900 -0.1568 0.8221 0.0627
-0.250 0.4229 0.03159 0.02784 -0.1551 0.7942 0.0630
0.000 0.4324 0.03089 0.02681 -0.1516 0.7285 0.0635
0.250 0.4251 0.03099 0.02630 -0.1445 0.6108 0.0639
0.500 0.4014 0.03221 0.02651 -0.1345 0.3927 0.0641
0.750 0.3832 0.03359 0.02677 -0.1262 0.0793 0.0643
1.000 0.4029 0.03241 0.02546 -0.1250 0.0697 0.0660
1.250 0.4280 0.02988 0.02268 -0.1249 0.0667 0.0681
1.500 0.4441 0.02919 0.02197 -0.1229 0.0641 0.0684
1.750 0.4608 0.02855 0.02130 -0.1210 0.0622 0.0690
2.000 0.4795 0.02782 0.02054 -0.1193 0.0612 0.0701
2.250 0.5048 0.02583 0.01823 -0.1184 0.0604 0.0740
2.500 0.5226 0.02530 0.01770 -0.1166 0.0594 0.0744
2.750 0.5407 0.02485 0.01723 -0.1147 0.0586 0.0750
3.000 0.5591 0.02443 0.01676 -0.1129 0.0578 0.0762
3.250 0.5817 0.02329 0.01531 -0.1112 0.0572 0.0806
3.500 0.5982 0.02306 0.01509 -0.1091 0.0565 0.0812
3.750 0.6145 0.02296 0.01498 -0.1068 0.0560 0.0822
4.000 0.6304 0.02296 0.01493 -0.1044 0.0555 0.0842
4.250 0.6515 0.02241 0.01419 -0.1026 0.0552 0.0885
4.500 0.6707 0.02227 0.01405 -0.1009 0.0546 0.0896
4.750 0.6896 0.02226 0.01401 -0.0990 0.0541 0.0915
5.000 0.7096 0.02216 0.01373 -0.0970 0.0537 0.0969
5.250 0.7279 0.02219 0.01378 -0.0951 0.0533 0.0982
5.500 0.7467 0.02237 0.01393 -0.0932 0.0530 0.1012
5.750 0.7666 0.02243 0.01390 -0.0914 0.0527 0.1071
6.000 0.7861 0.02264 0.01411 -0.0898 0.0524 0.1101
6.250 0.8070 0.02283 0.01421 -0.0882 0.0520 0.1178
6.500 0.8286 0.02306 0.01444 -0.0868 0.0519 0.1211
6.750 0.8515 0.02330 0.01462 -0.0856 0.0515 0.1303
7.000 0.8759 0.02366 0.01495 -0.0847 0.0512 0.1359
7.250 0.9048 0.02254 0.01329 -0.0828 0.0508 0.0818
7.500 0.9329 0.02299 0.01366 -0.0825 0.0502 0.0816
7.750 0.9713 0.02372 0.01434 -0.0842 0.0498 0.0819
8.000 1.0207 0.02477 0.01535 -0.0879 0.0496 0.0823
8.250 1.0722 0.02606 0.01666 -0.0923 0.0494 0.0836
8.500 1.1013 0.02674 0.01742 -0.0922 0.0492 0.0847
8.750 1.1393 0.02794 0.01865 -0.0938 0.0493 0.0857
9.000 1.1798 0.02946 0.02017 -0.0960 0.0495 0.0868
9.250 1.2118 0.03087 0.02167 -0.0966 0.0495 0.0884
9.500 1.2406 0.03230 0.02321 -0.0965 0.0495 0.0905
9.750 1.2613 0.03283 0.02383 -0.0948 0.0496 0.0931
10.000 1.2805 0.03174 0.02393 -0.0938 0.0625 0.1017
10.250 1.2700 0.03081 0.02351 -0.0855 0.0605 0.1040
10.500 1.2820 0.03191 0.02489 -0.0826 0.0588 0.1723
10.750 1.3031 0.03253 0.02677 -0.0821 0.0578 1.0000
11.000 1.3195 0.03422 0.02847 -0.0804 0.0572 1.0000
11.250 1.3356 0.03614 0.03041 -0.0788 0.0568 1.0000
11.500 1.3564 0.03848 0.03270 -0.0782 0.0563 1.0000
11.750 1.3652 0.04520 0.03953 -0.0772 0.0555 1.0000
12.000 1.3279 0.04410 0.03907 -0.0652 0.0534 1.0000
12.250 1.3262 0.04625 0.04138 -0.0610 0.0524 1.0000
12.500 1.3220 0.04832 0.04356 -0.0566 0.0519 1.0000
12.750 1.3161 0.05037 0.04572 -0.0521 0.0515 1.0000
13.000 1.3093 0.05256 0.04800 -0.0479 0.0512 1.0000
13.250 1.3015 0.05492 0.05046 -0.0439 0.0509 1.0000
13.500 1.2932 0.05746 0.05310 -0.0402 0.0507 1.0000
13.750 1.2852 0.06019 0.05591 -0.0370 0.0505 1.0000
14.000 1.2772 0.06315 0.05895 -0.0341 0.0504 1.0000
14.250 1.2693 0.06632 0.06221 -0.0316 0.0502 1.0000
14.500 1.2627 0.06972 0.06567 -0.0295 0.0501 1.0000
14.750 1.2921 0.07810 0.07394 -0.0322 0.0494 1.0000
15.000 1.2582 0.08197 0.07800 -0.0285 0.0494 1.0000
15.250 1.2229 0.08649 0.08272 -0.0259 0.0493 1.0000
15.500 1.1845 0.09170 0.08812 -0.0245 0.0493 1.0000
15.750 1.1438 0.09752 0.09414 -0.0246 0.0493 1.0000
16.000 1.0991 0.10398 0.10081 -0.0264 0.0493 1.0000
16.250 1.0399 0.11107 0.10814 -0.0309 0.0494 1.0000
16.500 0.9751 0.12149 0.11882 -0.0392 0.0494 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)