Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 25.21 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-100000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-100000-n1.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 = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 0.0548 0.12754 0.12087 -0.1325 0.8206 0.0138
-10.500 0.0574 0.12585 0.11919 -0.1318 0.8167 0.0141
-10.250 0.0626 0.12396 0.11728 -0.1318 0.8135 0.0143
-10.000 0.0693 0.12192 0.11522 -0.1322 0.8108 0.0145
-9.750 0.0731 0.12025 0.11356 -0.1317 0.8077 0.0145
-9.500 0.0723 0.11908 0.11242 -0.1300 0.8032 0.0146
-9.250 0.0749 0.11754 0.11089 -0.1292 0.7992 0.0147
-9.000 0.0799 0.11575 0.10908 -0.1290 0.7959 0.0148
-8.500 0.0831 0.11292 0.10629 -0.1269 0.7885 0.0156
-8.250 0.0832 0.11165 0.10502 -0.1254 0.7841 0.0159
-8.000 0.0860 0.11003 0.10341 -0.1247 0.7804 0.0164
-7.750 0.0907 0.10823 0.10160 -0.1244 0.7774 0.0167
-7.500 0.0867 0.10737 0.10078 -0.1219 0.7725 0.0167
-7.250 0.0848 0.10632 0.09975 -0.1199 0.7678 0.0168
-7.000 0.0862 0.10494 0.09838 -0.1187 0.7639 0.0168
-6.500 0.0822 0.10288 0.09638 -0.1147 0.7552 0.0170
-6.250 0.0785 0.10199 0.09551 -0.1124 0.7504 0.0171
-6.000 0.0776 0.10081 0.09434 -0.1106 0.7465 0.0172
-5.750 0.0740 0.09988 0.09343 -0.1083 0.7421 0.0174
-5.500 0.0649 0.09950 0.09310 -0.1047 0.7364 0.0179
-5.250 0.0634 0.09833 0.09195 -0.1030 0.7320 0.0184
-4.750 0.0632 0.09575 0.08941 -0.1003 0.7230 0.0191
-4.500 0.0628 0.09455 0.08823 -0.0989 0.7183 0.0192
-4.250 0.0670 0.09293 0.08661 -0.0985 0.7144 0.0192
-4.000 0.0748 0.09103 0.08469 -0.0988 0.7113 0.0193
-3.750 0.0746 0.08999 0.08369 -0.0974 0.7055 0.0194
-3.500 0.0799 0.08854 0.08225 -0.0972 0.7011 0.0195
-3.250 0.0895 0.08677 0.08047 -0.0978 0.6977 0.0196
-3.000 0.1027 0.08476 0.07844 -0.0991 0.6948 0.0200
-2.750 0.1095 0.08349 0.07719 -0.0992 0.6897 0.0206
-2.500 0.1205 0.08189 0.07558 -0.1001 0.6853 0.0211
-2.250 0.1364 0.07989 0.07356 -0.1021 0.6821 0.0217
-2.000 0.1557 0.07775 0.07138 -0.1046 0.6793 0.0218
-1.750 0.1759 0.07570 0.06930 -0.1072 0.6762 0.0220
-1.500 0.1919 0.07421 0.06780 -0.1091 0.6713 0.0221
-1.250 0.2138 0.07238 0.06594 -0.1119 0.6680 0.0222
-1.000 0.2391 0.07050 0.06402 -0.1153 0.6652 0.0227
-0.750 0.2680 0.06850 0.06198 -0.1192 0.6628 0.0236
-0.250 0.3267 0.06486 0.05825 -0.1273 0.6564 0.0246
0.000 0.3574 0.06320 0.05654 -0.1315 0.6530 0.0248
0.250 0.3917 0.06144 0.05473 -0.1362 0.6503 0.0250
0.500 0.4281 0.05969 0.05292 -0.1411 0.6479 0.0254
0.750 0.4656 0.05804 0.05122 -0.1459 0.6456 0.0265
1.000 0.5071 0.05623 0.04932 -0.1515 0.6438 0.0274
1.250 0.5398 0.05520 0.04826 -0.1554 0.6398 0.0276
1.500 0.5756 0.05405 0.04707 -0.1597 0.6367 0.0278
1.750 0.6136 0.05283 0.04579 -0.1643 0.6337 0.0280
2.000 0.6517 0.05169 0.04461 -0.1685 0.6310 0.0289
2.250 0.6918 0.05052 0.04337 -0.1730 0.6287 0.0302
2.500 0.7323 0.04934 0.04211 -0.1773 0.6267 0.0305
2.750 0.7634 0.04893 0.04168 -0.1801 0.6228 0.0306
3.000 0.7966 0.04838 0.04110 -0.1830 0.6190 0.0308
3.250 0.8329 0.04767 0.04033 -0.1863 0.6158 0.0313
3.500 0.8672 0.04708 0.03971 -0.1889 0.6129 0.0325
3.750 0.9040 0.04635 0.03892 -0.1918 0.6106 0.0334
4.000 0.9337 0.04617 0.03872 -0.1936 0.6069 0.0335
4.250 0.9619 0.04611 0.03863 -0.1951 0.6026 0.0337
4.500 0.9924 0.04586 0.03835 -0.1966 0.5989 0.0339
4.750 1.0269 0.04537 0.03778 -0.1987 0.5955 0.0348
5.000 1.0574 0.04480 0.03710 -0.1995 0.5790 0.0360
5.250 1.0867 0.04311 0.03374 -0.1983 0.3882 0.0364
5.500 1.0602 0.04731 0.03711 -0.1919 0.2363 0.0364
5.750 1.0458 0.05093 0.03991 -0.1874 0.0380 0.0365
6.000 1.0678 0.05146 0.04030 -0.1875 0.0287 0.0366
6.250 1.0908 0.05191 0.04066 -0.1875 0.0256 0.0368
6.500 1.1134 0.05240 0.04107 -0.1875 0.0238 0.0370
6.750 1.1382 0.05277 0.04127 -0.1877 0.0224 0.0383
7.000 1.1571 0.05350 0.04197 -0.1870 0.0215 0.0391
7.250 1.1770 0.05420 0.04260 -0.1864 0.0211 0.0395
7.500 1.1971 0.05498 0.04330 -0.1859 0.0207 0.0397
7.750 1.2168 0.05589 0.04411 -0.1854 0.0204 0.0399
8.000 1.2355 0.05692 0.04504 -0.1848 0.0202 0.0401
8.250 1.2528 0.05804 0.04607 -0.1839 0.0199 0.0403
8.500 1.2688 0.05922 0.04718 -0.1828 0.0195 0.0409
8.750 1.2842 0.06044 0.04830 -0.1817 0.0191 0.0423
9.000 1.2969 0.06183 0.04973 -0.1802 0.0187 0.0431
9.250 1.3095 0.06326 0.05114 -0.1788 0.0183 0.0437
9.500 1.3219 0.06471 0.05262 -0.1774 0.0177 0.0439
9.750 1.3337 0.06625 0.05419 -0.1760 0.0172 0.0442
10.000 1.3447 0.06787 0.05588 -0.1745 0.0168 0.0444
10.250 1.3550 0.06957 0.05764 -0.1730 0.0165 0.0448
10.500 1.3648 0.07135 0.05948 -0.1715 0.0164 0.0452
10.750 1.3738 0.07323 0.06143 -0.1700 0.0162 0.0463
11.000 1.3825 0.07516 0.06344 -0.1684 0.0161 0.0477
11.250 1.3908 0.07714 0.06552 -0.1670 0.0160 0.0495
11.500 1.3988 0.07917 0.06763 -0.1655 0.0159 0.0508
11.750 1.4068 0.08121 0.06975 -0.1641 0.0157 0.0522
12.000 1.4147 0.08325 0.07188 -0.1627 0.0156 0.0550
12.250 1.4228 0.08528 0.07399 -0.1613 0.0155 0.0586
12.500 1.4311 0.08724 0.07606 -0.1599 0.0154 0.0639
12.750 1.4401 0.08913 0.07805 -0.1586 0.0154 0.0781
13.250 1.4573 0.09206 0.08180 -0.1561 0.0152 1.0000
13.500 1.4677 0.09366 0.08341 -0.1548 0.0151 1.0000
13.750 1.4790 0.09514 0.08493 -0.1535 0.0150 1.0000
14.000 1.4908 0.09654 0.08636 -0.1523 0.0149 1.0000
14.250 1.5028 0.09791 0.08776 -0.1511 0.0147 1.0000
14.500 1.5160 0.09912 0.08901 -0.1500 0.0145 1.0000
14.750 1.5322 0.09992 0.08993 -0.1487 0.0140 1.0000
15.000 1.5492 0.10067 0.09078 -0.1474 0.0136 1.0000
15.250 1.5659 0.10148 0.09170 -0.1462 0.0133 1.0000
15.500 1.5825 0.10237 0.09270 -0.1451 0.0131 1.0000
15.750 1.5986 0.10337 0.09385 -0.1440 0.0130 1.0000
16.000 1.6137 0.10454 0.09517 -0.1430 0.0128 1.0000
16.250 1.6275 0.10593 0.09672 -0.1420 0.0127 1.0000
16.500 1.6394 0.10758 0.09856 -0.1410 0.0126 1.0000
16.750 1.6494 0.10949 0.10069 -0.1402 0.0125 1.0000
17.000 1.6571 0.11170 0.10311 -0.1393 0.0124 1.0000
17.250 1.6625 0.11418 0.10582 -0.1386 0.0122 1.0000
17.500 1.6656 0.11692 0.10879 -0.1380 0.0121 1.0000
17.750 1.6667 0.11989 0.11197 -0.1376 0.0119 1.0000
18.000 1.6659 0.12310 0.11541 -0.1373 0.0117 1.0000
18.250 1.6636 0.12647 0.11900 -0.1373 0.0115 1.0000
18.500 1.6589 0.13044 0.12324 -0.1374 0.0113 1.0000
18.750 1.6492 0.13555 0.12872 -0.1380 0.0110 1.0000
19.000 1.6376 0.14086 0.13434 -0.1391 0.0108 1.0000
19.250 1.6247 0.14642 0.14018 -0.1406 0.0107 1.0000
19.500 1.6099 0.15251 0.14653 -0.1428 0.0107 1.0000
19.750 1.5931 0.15924 0.15353 -0.1458 0.0106 1.0000
20.000 1.5742 0.16680 0.16134 -0.1496 0.0106 1.0000
20.250 1.5526 0.17553 0.17031 -0.1548 0.0106 1.0000
20.500 1.5273 0.18619 0.18121 -0.1618 0.0105 1.0000
20.750 1.4972 0.20040 0.19566 -0.1720 0.0105 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)