Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 27.96 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 0.0080 0.13090 0.12506 -0.1108 0.8651 0.0379
-8.250 0.0141 0.12913 0.12329 -0.1113 0.8620 0.0380
-8.000 0.0235 0.12715 0.12129 -0.1128 0.8599 0.0382
-7.250 0.0196 0.12348 0.11768 -0.1079 0.8466 0.0384
-7.000 0.0297 0.12082 0.11500 -0.1086 0.8444 0.0389
-6.750 0.0408 0.11843 0.11260 -0.1098 0.8428 0.0395
-6.500 0.0217 0.11906 0.11331 -0.1037 0.8349 0.0397
-6.250 0.0225 0.11770 0.11196 -0.1026 0.8308 0.0401
-6.000 0.0296 0.11578 0.11004 -0.1030 0.8283 0.0406
-5.750 0.0384 0.11376 0.10799 -0.1038 0.8264 0.0410
-5.500 0.0116 0.11500 0.10932 -0.0962 0.8173 0.0411
-5.250 0.0125 0.11364 0.10797 -0.0953 0.8137 0.0414
-5.000 0.0220 0.11164 0.10595 -0.0964 0.8113 0.0418
-4.750 0.0138 0.11128 0.10563 -0.0935 0.8054 0.0419
-4.500 0.0086 0.11069 0.10508 -0.0914 0.7995 0.0420
-4.250 0.0203 0.10892 0.10329 -0.0935 0.7965 0.0422
-3.750 0.0215 0.10570 0.10011 -0.0907 0.7873 0.0426
-3.500 0.0249 0.10401 0.09843 -0.0899 0.7830 0.0430
-3.250 0.0382 0.10170 0.09611 -0.0912 0.7805 0.0437
-3.000 0.0571 0.09908 0.09346 -0.0938 0.7786 0.0443
-2.750 0.0531 0.09853 0.09294 -0.0918 0.7720 0.0446
-2.500 0.0597 0.09719 0.09161 -0.0920 0.7672 0.0451
-2.250 0.0801 0.09495 0.08934 -0.0951 0.7645 0.0459
-2.000 0.1105 0.09255 0.08687 -0.1007 0.7627 0.0466
-1.500 0.1332 0.08996 0.08428 -0.1031 0.7524 0.0471
-1.250 0.1475 0.08768 0.08200 -0.1038 0.7495 0.0478
-1.000 0.1735 0.08526 0.07955 -0.1072 0.7475 0.0487
-0.750 0.2062 0.08277 0.07700 -0.1120 0.7460 0.0497
-0.500 0.2462 0.08029 0.07445 -0.1185 0.7448 0.0511
-0.250 0.2518 0.08070 0.07487 -0.1187 0.7362 0.0516
0.000 0.2979 0.07905 0.07314 -0.1271 0.7337 0.0522
0.250 0.3154 0.07642 0.07052 -0.1274 0.7316 0.0531
0.500 0.3510 0.07423 0.06829 -0.1320 0.7301 0.0548
0.750 0.3970 0.07218 0.06615 -0.1389 0.7290 0.0567
1.000 0.4727 0.07092 0.06471 -0.1526 0.7282 0.0582
1.500 0.4850 0.06931 0.06320 -0.1498 0.7163 0.0595
1.750 0.5237 0.06772 0.06157 -0.1544 0.7146 0.0623
2.000 0.6008 0.06717 0.06082 -0.1672 0.7136 0.0652
2.250 0.6244 0.06460 0.05829 -0.1680 0.7123 0.0662
2.500 0.6622 0.06295 0.05662 -0.1717 0.7113 0.0683
2.750 0.6597 0.06460 0.05833 -0.1695 0.7009 0.0693
3.000 0.7217 0.06434 0.05791 -0.1783 0.6991 0.0738
3.250 0.7470 0.06246 0.05608 -0.1793 0.6974 0.0758
3.500 0.7868 0.06138 0.05497 -0.1829 0.6961 0.0793
3.750 0.8474 0.06119 0.05461 -0.1904 0.6951 0.0837
4.000 0.8759 0.05942 0.05291 -0.1918 0.6942 0.0857
4.500 0.9177 0.06178 0.05520 -0.1933 0.6807 0.0951
4.750 0.9438 0.06029 0.05382 -0.1941 0.6793 0.0980
5.500 1.0495 0.05524 0.04866 -0.1975 0.6531 0.1146
5.750 1.1082 0.05034 0.04364 -0.2001 0.6411 0.1262
6.000 1.1409 0.04862 0.04185 -0.2003 0.6261 0.1393
6.750 1.2351 0.04418 0.03550 -0.1983 0.4086 0.0803
7.000 1.2057 0.04871 0.03919 -0.1916 0.2724 0.0802
7.250 1.1794 0.05355 0.04313 -0.1861 0.0851 0.0799
7.500 1.1905 0.05511 0.04446 -0.1845 0.0608 0.0790
7.750 1.2067 0.05621 0.04547 -0.1834 0.0554 0.0799
8.000 1.2226 0.05733 0.04653 -0.1823 0.0517 0.0797
8.250 1.2378 0.05864 0.04777 -0.1813 0.0488 0.0783
8.500 1.2538 0.05996 0.04901 -0.1803 0.0467 0.0772
8.750 1.2695 0.06134 0.05036 -0.1793 0.0452 0.0766
9.000 1.2833 0.06287 0.05185 -0.1781 0.0442 0.0765
9.250 1.2957 0.06451 0.05347 -0.1767 0.0434 0.0766
9.500 1.3061 0.06631 0.05527 -0.1752 0.0426 0.0773
9.750 1.3150 0.06825 0.05723 -0.1736 0.0419 0.0794
10.000 1.3231 0.07026 0.05925 -0.1719 0.0414 0.0815
10.250 1.3300 0.07242 0.06140 -0.1701 0.0408 0.0827
10.500 1.3371 0.07451 0.06349 -0.1683 0.0404 0.0835
10.750 1.3449 0.07648 0.06544 -0.1666 0.0400 0.0847
11.000 1.3561 0.07804 0.06702 -0.1650 0.0397 0.0865
11.250 1.3692 0.07937 0.06836 -0.1635 0.0394 0.0890
11.500 1.3848 0.08042 0.06937 -0.1620 0.0392 0.0929
11.750 1.4030 0.08120 0.07015 -0.1607 0.0387 0.1010
12.000 1.4230 0.08183 0.07079 -0.1595 0.0381 0.1129
12.250 1.4447 0.08238 0.07145 -0.1585 0.0371 0.1528
12.500 1.4641 0.08226 0.07186 -0.1572 0.0363 1.0000
12.750 1.4890 0.08247 0.07198 -0.1561 0.0357 1.0000
13.000 1.5176 0.08249 0.07193 -0.1553 0.0353 1.0000
13.250 1.5488 0.08248 0.07189 -0.1546 0.0350 1.0000
13.500 1.5822 0.08256 0.07195 -0.1542 0.0347 1.0000
13.750 1.6162 0.08291 0.07231 -0.1539 0.0344 1.0000
14.000 1.6493 0.08364 0.07312 -0.1538 0.0343 1.0000
14.250 1.6836 0.08468 0.07420 -0.1539 0.0338 1.0000
14.500 1.7181 0.08638 0.07597 -0.1543 0.0332 1.0000
14.750 1.7230 0.08865 0.07856 -0.1522 0.0328 1.0000
15.000 1.7302 0.09103 0.08124 -0.1504 0.0325 1.0000
15.250 1.7408 0.09355 0.08402 -0.1490 0.0323 1.0000
15.500 1.7495 0.09628 0.08701 -0.1475 0.0323 1.0000
15.750 1.7549 0.09921 0.09021 -0.1459 0.0323 1.0000
16.000 1.7565 0.10235 0.09362 -0.1442 0.0323 1.0000
16.250 1.7554 0.10565 0.09721 -0.1425 0.0323 1.0000
16.500 1.7518 0.10910 0.10093 -0.1409 0.0323 1.0000
16.750 1.7464 0.11269 0.10478 -0.1394 0.0324 1.0000
17.000 1.7395 0.11641 0.10876 -0.1381 0.0325 1.0000
17.250 1.7313 0.12027 0.11286 -0.1370 0.0326 1.0000
17.500 1.7227 0.12422 0.11704 -0.1362 0.0327 1.0000
17.750 1.7122 0.12835 0.12140 -0.1356 0.0328 1.0000
18.000 1.7001 0.13264 0.12592 -0.1353 0.0329 1.0000
18.250 1.6868 0.13711 0.13061 -0.1354 0.0329 1.0000
18.500 1.6715 0.14183 0.13556 -0.1359 0.0329 1.0000
18.750 1.6566 0.14671 0.14064 -0.1368 0.0330 1.0000
19.000 1.6400 0.15191 0.14605 -0.1382 0.0330 1.0000
19.250 1.6239 0.15733 0.15167 -0.1401 0.0331 1.0000
19.500 1.6085 0.16295 0.15747 -0.1424 0.0331 1.0000
19.750 1.5936 0.16879 0.16347 -0.1451 0.0332 1.0000
20.000 1.5799 0.17476 0.16958 -0.1482 0.0332 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)