Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 24.77 at α=13° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-100000.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.750 -0.2929 0.15174 0.14726 -0.0336 0.9446 0.0430
-5.500 -0.2909 0.14983 0.14536 -0.0334 0.9391 0.0434
-5.250 -0.2842 0.14824 0.14376 -0.0345 0.9359 0.0438
-4.750 -0.2957 0.14603 0.14161 -0.0307 0.9295 0.0445
-4.500 -0.2939 0.14441 0.13998 -0.0307 0.9239 0.0449
-4.250 -0.2823 0.14278 0.13834 -0.0332 0.9206 0.0457
-4.000 -0.2726 0.14201 0.13755 -0.0355 0.9188 0.0463
-3.750 -0.2869 0.14037 0.13596 -0.0318 0.9134 0.0465
-3.500 -0.2730 0.13950 0.13506 -0.0360 0.9079 0.0468
-3.000 -0.2473 0.13483 0.13038 -0.0402 0.9034 0.0472
-2.750 -0.2579 0.13249 0.12808 -0.0367 0.8978 0.0474
-2.500 -0.2470 0.12996 0.12554 -0.0380 0.8933 0.0479
-2.250 -0.2265 0.12779 0.12334 -0.0416 0.8902 0.0486
-2.000 -0.2038 0.12633 0.12184 -0.0459 0.8884 0.0494
-1.750 -0.2155 0.12417 0.11973 -0.0426 0.8827 0.0498
-1.500 -0.1959 0.12212 0.11766 -0.0462 0.8781 0.0509
-1.250 -0.1487 0.12137 0.11681 -0.0574 0.8749 0.0519
-0.750 -0.1292 0.11687 0.11231 -0.0594 0.8677 0.0525
-0.500 -0.1162 0.11422 0.10966 -0.0603 0.8631 0.0530
-0.250 -0.0996 0.10982 0.10562 -0.0529 0.8410 0.0547
0.500 0.0230 0.10972 0.10492 -0.0872 0.8479 0.0581
0.750 0.0325 0.10627 0.10150 -0.0862 0.8449 0.0585
1.000 0.0595 0.10425 0.09946 -0.0894 0.8427 0.0596
1.250 0.0970 0.10354 0.09870 -0.0952 0.8412 0.0613
1.500 0.0948 0.10169 0.09689 -0.0936 0.8334 0.0620
1.750 0.1787 0.10312 0.09812 -0.1108 0.8294 0.0652
2.000 0.1943 0.10029 0.09533 -0.1108 0.8272 0.0660
2.250 0.2320 0.09953 0.09454 -0.1157 0.8257 0.0680
2.500 0.2271 0.09824 0.09330 -0.1135 0.8182 0.0688
2.750 0.2716 0.09801 0.09300 -0.1204 0.8139 0.0718
3.000 0.3365 0.09864 0.09351 -0.1315 0.8113 0.0740
3.250 0.3686 0.09779 0.09267 -0.1347 0.8098 0.0764
3.500 0.3621 0.09700 0.09194 -0.1322 0.8022 0.0777
4.000 0.4611 0.09795 0.09274 -0.1465 0.7951 0.0846
4.250 0.5010 0.09814 0.09292 -0.1509 0.7935 0.0881
4.500 0.4917 0.09774 0.09259 -0.1480 0.7850 0.0893
4.750 0.5520 0.09982 0.09450 -0.1568 0.7805 0.0953
5.000 0.5792 0.09903 0.09379 -0.1587 0.7785 0.0985
5.250 0.6354 0.10330 0.09783 -0.1662 0.7762 0.1074
5.500 0.6294 0.10176 0.09642 -0.1637 0.7664 0.1080
5.750 0.6554 0.10108 0.09583 -0.1653 0.7635 0.1111
6.250 0.7015 0.10403 0.09873 -0.1691 0.7539 0.1223
6.500 0.7252 0.10385 0.09864 -0.1703 0.7487 0.1276
6.750 0.7678 0.10529 0.10005 -0.1744 0.7458 0.1391
7.000 0.8060 0.10786 0.10255 -0.1778 0.7434 0.1519
7.250 0.6718 0.11141 0.10698 -0.1530 0.7047 0.1438
9.250 1.2832 0.06434 0.05469 -0.1746 0.0774 0.1955
9.500 1.2989 0.06615 0.05638 -0.1735 0.0761 0.1638
9.750 1.3110 0.06816 0.05828 -0.1721 0.0750 0.1505
10.000 1.3208 0.07013 0.06028 -0.1706 0.0742 0.1481
10.250 1.3304 0.07207 0.06220 -0.1688 0.0734 0.1480
10.500 1.3420 0.07370 0.06377 -0.1671 0.0728 0.1483
10.750 1.3571 0.07484 0.06481 -0.1654 0.0723 0.1476
11.000 1.3774 0.07535 0.06515 -0.1638 0.0715 0.1481
11.250 1.4059 0.07506 0.06459 -0.1625 0.0702 0.1513
11.500 1.4632 0.07266 0.06185 -0.1629 0.0685 0.1707
11.750 1.5168 0.07147 0.06070 -0.1639 0.0687 0.2529
12.000 1.5554 0.07071 0.06018 -0.1636 0.0692 1.0000
12.250 1.5966 0.07077 0.06027 -0.1637 0.0705 1.0000
12.500 1.6526 0.07095 0.06065 -0.1650 0.0736 1.0000
12.750 1.7243 0.07199 0.06181 -0.1683 0.0761 1.0000
13.000 1.8884 0.07625 0.06645 -0.1821 0.0926 1.0000
15.500 1.3275 0.13837 0.13511 -0.1319 0.1792 1.0000
16.750 1.3874 0.20735 0.20358 -0.1860 0.2546 1.0000
17.500 1.1199 0.21943 0.21647 -0.1714 0.1892 1.0000
17.750 1.1008 0.22457 0.22161 -0.1749 0.1776 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)