Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 47.68 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-1000000.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-1000000.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 = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 0.3353 0.10354 0.10106 -0.2275 0.9345 0.0192
-11.750 0.3401 0.10157 0.09909 -0.2274 0.9308 0.0193
-11.500 0.3471 0.09951 0.09701 -0.2283 0.9272 0.0194
-11.250 0.3599 0.09703 0.09452 -0.2298 0.9247 0.0195
-11.000 0.3773 0.09475 0.09221 -0.2328 0.9225 0.0196
-10.750 0.3977 0.09245 0.08988 -0.2365 0.9204 0.0199
-10.500 0.4103 0.09065 0.08807 -0.2380 0.9174 0.0202
-10.250 0.4160 0.08924 0.08666 -0.2373 0.9136 0.0206
-10.000 0.4267 0.08738 0.08479 -0.2382 0.9102 0.0215
-9.750 0.4423 0.08497 0.08234 -0.2409 0.9072 0.0220
-9.500 0.4618 0.08238 0.07969 -0.2454 0.9041 0.0222
-9.000 0.4709 0.07915 0.07648 -0.2432 0.8964 0.0223
-8.750 0.4838 0.07744 0.07475 -0.2443 0.8933 0.0225
-8.500 0.5017 0.07569 0.07296 -0.2466 0.8902 0.0228
-8.250 0.5126 0.07418 0.07144 -0.2472 0.8867 0.0230
-8.000 0.5182 0.07300 0.07027 -0.2461 0.8828 0.0236
-7.750 0.5272 0.07155 0.06881 -0.2460 0.8790 0.0238
-7.500 0.5405 0.06957 0.06679 -0.2477 0.8752 0.0250
-7.250 0.5493 0.06808 0.06528 -0.2482 0.8712 0.0251
-7.000 0.5507 0.06703 0.06425 -0.2465 0.8667 0.0251
-6.750 0.5558 0.06543 0.06264 -0.2457 0.8625 0.0252
-6.500 0.5697 0.06360 0.06079 -0.2464 0.8593 0.0253
-6.250 0.5791 0.06233 0.05951 -0.2459 0.8557 0.0255
-6.000 0.5789 0.06154 0.05875 -0.2430 0.8515 0.0257
-5.750 0.5820 0.06061 0.05782 -0.2410 0.8474 0.0259
-5.500 0.5943 0.05929 0.05647 -0.2416 0.8436 0.0265
-5.250 0.6050 0.05796 0.05513 -0.2417 0.8399 0.0272
-5.000 0.6072 0.05690 0.05409 -0.2397 0.8357 0.0279
-4.750 0.6151 0.05563 0.05281 -0.2396 0.8315 0.0281
-4.500 0.6325 0.05408 0.05122 -0.2423 0.8276 0.0282
-4.250 0.6462 0.05237 0.04949 -0.2436 0.8239 0.0282
-4.000 0.6479 0.05113 0.04829 -0.2406 0.8201 0.0283
-3.750 0.6541 0.05000 0.04717 -0.2386 0.8164 0.0285
-3.500 0.6691 0.04874 0.04589 -0.2390 0.8130 0.0288
-3.250 0.6959 0.04715 0.04425 -0.2425 0.8096 0.0292
-3.000 0.6902 0.04652 0.04366 -0.2376 0.8055 0.0295
-2.750 0.6954 0.04549 0.04265 -0.2355 0.8015 0.0301
-2.500 0.7139 0.04397 0.04111 -0.2369 0.7980 0.0310
-2.250 0.7586 0.04185 0.03889 -0.2456 0.7948 0.0314
-2.000 0.7790 0.03996 0.03699 -0.2473 0.7915 0.0315
-1.750 0.7804 0.03885 0.03592 -0.2435 0.7876 0.0316
-1.500 0.7926 0.03772 0.03479 -0.2424 0.7840 0.0318
-1.250 0.8161 0.03643 0.03347 -0.2439 0.7798 0.0321
-1.000 0.8408 0.03517 0.03218 -0.2457 0.7753 0.0326
-0.750 0.8533 0.03414 0.03116 -0.2445 0.7706 0.0331
-0.500 0.8823 0.03268 0.02966 -0.2472 0.7658 0.0344
-0.250 0.9537 0.03039 0.02721 -0.2603 0.7623 0.0347
0.000 0.9642 0.02890 0.02574 -0.2583 0.7577 0.0349
0.250 0.9769 0.02796 0.02482 -0.2565 0.7520 0.0350
0.500 0.9991 0.02703 0.02383 -0.2569 0.7459 0.0353
0.750 1.0190 0.02620 0.02299 -0.2567 0.7389 0.0357
1.000 1.0423 0.02534 0.02208 -0.2572 0.7309 0.0362
1.250 1.0666 0.02448 0.02118 -0.2578 0.7226 0.0371
2.750 1.1314 0.02373 0.01944 -0.2432 0.5579 0.0391
3.000 1.1055 0.02574 0.02098 -0.2337 0.4704 0.0391
3.250 1.0798 0.02806 0.02276 -0.2248 0.3668 0.0391
3.500 1.0552 0.03061 0.02474 -0.2166 0.2421 0.0391
3.750 1.0271 0.03368 0.02714 -0.2081 0.0391 0.0392
4.000 1.0507 0.03357 0.02697 -0.2084 0.0312 0.0397
4.250 1.0751 0.03347 0.02682 -0.2087 0.0283 0.0407
4.750 1.1387 0.03248 0.02562 -0.2116 0.0263 0.0428
5.000 1.1573 0.03269 0.02582 -0.2107 0.0256 0.0432
5.250 1.1773 0.03289 0.02599 -0.2100 0.0251 0.0438
5.500 1.1978 0.03309 0.02615 -0.2094 0.0244 0.0448
6.250 1.2618 0.03361 0.02645 -0.2074 0.0234 0.0483
6.500 1.2771 0.03427 0.02709 -0.2058 0.0230 0.0492
6.750 1.2976 0.03451 0.02711 -0.2046 0.0227 0.0527
7.000 1.3093 0.03549 0.02811 -0.2026 0.0226 0.0532
7.250 1.3227 0.03637 0.02901 -0.2008 0.0225 0.0538
7.500 1.3348 0.03740 0.03003 -0.1988 0.0225 0.0551
7.750 1.3483 0.03860 0.03110 -0.1967 0.0224 0.0581
9.250 1.4190 0.04539 0.03767 -0.1851 0.0220 0.0522
9.500 1.4300 0.04672 0.03902 -0.1832 0.0219 0.0520
9.750 1.4398 0.04822 0.04054 -0.1812 0.0217 0.0522
10.000 1.4488 0.04980 0.04215 -0.1792 0.0217 0.0522
10.250 1.4584 0.05135 0.04374 -0.1773 0.0216 0.0520
10.500 1.4693 0.05279 0.04522 -0.1755 0.0214 0.0521
10.750 1.4800 0.05428 0.04674 -0.1737 0.0211 0.0521
11.000 1.4920 0.05562 0.04812 -0.1721 0.0207 0.0530
11.250 1.5038 0.05703 0.04957 -0.1705 0.0206 0.0540
11.500 1.5163 0.05838 0.05096 -0.1689 0.0205 0.0546
11.750 1.5301 0.05961 0.05222 -0.1675 0.0203 0.0557
12.000 1.5452 0.06072 0.05336 -0.1661 0.0202 0.0572
12.250 1.5629 0.06160 0.05427 -0.1649 0.0202 0.0591
12.500 1.5836 0.06223 0.05494 -0.1639 0.0202 0.0645
12.750 1.6166 0.06207 0.05577 -0.1649 0.0201 1.0000
13.000 1.6512 0.06158 0.05528 -0.1647 0.0204 1.0000
13.250 1.7108 0.06006 0.05378 -0.1666 0.0210 1.0000
13.500 1.9264 0.06060 0.05425 -0.1881 0.0224 1.0000
13.750 1.9097 0.06183 0.05564 -0.1822 0.0223 1.0000
14.000 1.8774 0.06270 0.05668 -0.1747 0.0219 1.0000
14.250 1.8697 0.06439 0.05856 -0.1705 0.0213 1.0000
14.500 1.8766 0.06632 0.06062 -0.1682 0.0207 1.0000
14.750 1.8845 0.06837 0.06280 -0.1662 0.0203 1.0000
15.000 1.8910 0.07048 0.06501 -0.1642 0.0200 1.0000
15.250 1.8963 0.07264 0.06727 -0.1621 0.0197 1.0000
15.500 1.8996 0.07494 0.06968 -0.1600 0.0195 1.0000
15.750 1.9019 0.07729 0.07213 -0.1579 0.0194 1.0000
16.000 1.9035 0.07973 0.07467 -0.1558 0.0192 1.0000
16.250 1.9052 0.08215 0.07718 -0.1539 0.0191 1.0000
16.500 1.9100 0.08443 0.07952 -0.1524 0.0190 1.0000
16.750 1.9186 0.08665 0.08177 -0.1512 0.0188 1.0000
17.000 1.9016 0.09810 0.09366 -0.1495 0.0183 1.0000
17.250 1.8831 0.10189 0.09764 -0.1467 0.0183 1.0000
17.500 1.8646 0.10575 0.10169 -0.1442 0.0183 1.0000
17.750 1.8450 0.10980 0.10592 -0.1421 0.0182 1.0000
18.000 1.8244 0.11401 0.11031 -0.1403 0.0182 1.0000
18.250 1.8040 0.11838 0.11486 -0.1390 0.0182 1.0000
18.500 1.7825 0.12294 0.11960 -0.1380 0.0182 1.0000
18.750 1.7613 0.12772 0.12455 -0.1376 0.0182 1.0000
19.000 1.7389 0.13278 0.12979 -0.1376 0.0182 1.0000
19.250 1.7172 0.13805 0.13523 -0.1382 0.0181 1.0000
19.500 1.6783 0.14605 0.14364 -0.1395 0.0169 1.0000
19.750 1.6554 0.15282 0.15057 -0.1418 0.0167 1.0000
20.000 1.6321 0.16008 0.15798 -0.1447 0.0166 1.0000
20.250 1.6069 0.16821 0.16626 -0.1487 0.0166 1.0000
20.500 1.5789 0.17764 0.17585 -0.1541 0.0166 1.0000
20.750 1.5465 0.18932 0.18769 -0.1616 0.0166 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)