Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=5
| 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: 45 at α=2° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-1000000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-1000000-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 = 1.000 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 0.3152 0.10283 0.10013 -0.2222 0.9024 0.0133
-11.750 0.3235 0.10077 0.09806 -0.2229 0.8990 0.0136
-11.500 0.3309 0.09767 0.09494 -0.2243 0.8956 0.0142
-11.250 0.3444 0.09589 0.09313 -0.2261 0.8927 0.0144
-11.000 0.3582 0.09380 0.09101 -0.2281 0.8897 0.0145
-10.750 0.3703 0.09230 0.08950 -0.2292 0.8867 0.0148
-10.500 0.3800 0.09070 0.08790 -0.2297 0.8832 0.0151
-10.250 0.3903 0.08880 0.08599 -0.2307 0.8798 0.0152
-10.000 0.4019 0.08687 0.08403 -0.2319 0.8764 0.0157
-9.500 0.4217 0.08299 0.08012 -0.2337 0.8696 0.0162
-9.250 0.4265 0.08033 0.07745 -0.2341 0.8656 0.0168
-9.000 0.4386 0.07905 0.07615 -0.2347 0.8620 0.0169
-8.750 0.4506 0.07751 0.07457 -0.2356 0.8586 0.0171
-8.500 0.4629 0.07652 0.07359 -0.2360 0.8554 0.0177
-8.250 0.4703 0.07486 0.07193 -0.2359 0.8515 0.0177
-8.000 0.4789 0.07331 0.07037 -0.2360 0.8477 0.0179
-7.750 0.4879 0.07171 0.06874 -0.2362 0.8438 0.0178
-7.500 0.4967 0.07020 0.06722 -0.2362 0.8403 0.0186
-7.250 0.5025 0.06874 0.06576 -0.2355 0.8364 0.0187
-7.000 0.5020 0.06644 0.06346 -0.2345 0.8316 0.0194
-6.750 0.5103 0.06545 0.06244 -0.2338 0.8277 0.0195
-6.500 0.5164 0.06442 0.06142 -0.2326 0.8240 0.0196
-6.250 0.5208 0.06368 0.06070 -0.2308 0.8201 0.0199
-6.000 0.5216 0.06286 0.05989 -0.2282 0.8156 0.0201
-5.750 0.5225 0.06178 0.05879 -0.2261 0.8114 0.0202
-5.500 0.5255 0.06080 0.05782 -0.2242 0.8075 0.0205
-5.250 0.5262 0.05977 0.05680 -0.2218 0.8032 0.0207
-5.000 0.5293 0.05865 0.05568 -0.2200 0.7989 0.0210
-4.750 0.5347 0.05736 0.05438 -0.2189 0.7948 0.0211
-4.500 0.5405 0.05603 0.05305 -0.2179 0.7912 0.0213
-4.250 0.5435 0.05373 0.05075 -0.2176 0.7867 0.0221
-4.000 0.5504 0.05267 0.04970 -0.2163 0.7826 0.0223
-3.750 0.5604 0.05194 0.04895 -0.2152 0.7789 0.0225
-3.500 0.5715 0.05077 0.04778 -0.2148 0.7754 0.0227
-3.250 0.5829 0.04947 0.04649 -0.2146 0.7717 0.0229
-3.000 0.5944 0.04821 0.04523 -0.2144 0.7677 0.0232
-2.750 0.6088 0.04684 0.04383 -0.2147 0.7639 0.0235
-2.500 0.6266 0.04526 0.04222 -0.2160 0.7604 0.0237
-2.250 0.6460 0.04361 0.04058 -0.2176 0.7573 0.0241
-2.000 0.6740 0.04081 0.03774 -0.2222 0.7537 0.0252
-1.750 0.6921 0.03985 0.03677 -0.2225 0.7501 0.0254
-1.500 0.7131 0.03881 0.03571 -0.2235 0.7466 0.0257
-1.250 0.7389 0.03737 0.03424 -0.2259 0.7434 0.0260
-1.000 0.7660 0.03594 0.03281 -0.2284 0.7404 0.0264
-0.750 0.7939 0.03443 0.03127 -0.2310 0.7357 0.0267
-0.500 0.8172 0.03308 0.02984 -0.2325 0.7274 0.0270
-0.250 0.8615 0.03050 0.02720 -0.2394 0.7220 0.0283
0.500 0.9380 0.02785 0.02444 -0.2432 0.7028 0.0292
0.750 0.9653 0.02686 0.02338 -0.2448 0.6950 0.0296
1.000 0.9899 0.02596 0.02241 -0.2458 0.6816 0.0299
1.250 1.0168 0.02501 0.02135 -0.2472 0.6664 0.0308
1.500 1.0534 0.02363 0.01981 -0.2507 0.6515 0.0316
1.750 1.0601 0.02390 0.01996 -0.2474 0.6275 0.0318
2.000 1.0742 0.02387 0.01978 -0.2457 0.6011 0.0320
2.250 1.0727 0.02459 0.02026 -0.2408 0.5589 0.0322
2.500 1.0693 0.02547 0.02081 -0.2358 0.5005 0.0323
2.750 1.0365 0.02805 0.02280 -0.2254 0.3868 0.0323
3.000 1.0079 0.03074 0.02488 -0.2163 0.2515 0.0323
3.250 0.9881 0.03321 0.02676 -0.2093 0.0793 0.0324
3.500 1.0087 0.03328 0.02665 -0.2092 0.0280 0.0326
3.750 1.0364 0.03295 0.02623 -0.2102 0.0235 0.0333
4.000 1.0698 0.03223 0.02541 -0.2122 0.0223 0.0340
4.250 1.1102 0.03099 0.02398 -0.2153 0.0214 0.0350
4.500 1.1314 0.03107 0.02403 -0.2148 0.0206 0.0351
4.750 1.1527 0.03116 0.02407 -0.2143 0.0200 0.0354
5.000 1.1740 0.03129 0.02415 -0.2137 0.0194 0.0358
5.250 1.1968 0.03130 0.02408 -0.2134 0.0190 0.0364
5.500 1.2284 0.03044 0.02300 -0.2143 0.0185 0.0374
5.750 1.2614 0.02895 0.02096 -0.2152 0.0183 0.0388
6.000 1.2780 0.02953 0.02151 -0.2136 0.0181 0.0391
6.250 1.2942 0.03011 0.02204 -0.2119 0.0179 0.0394
6.500 1.3105 0.03070 0.02258 -0.2103 0.0178 0.0397
6.750 1.3266 0.03134 0.02319 -0.2086 0.0176 0.0401
7.000 1.3419 0.03205 0.02387 -0.2069 0.0175 0.0405
7.250 1.3562 0.03286 0.02465 -0.2050 0.0172 0.0406
7.500 1.3706 0.03371 0.02549 -0.2032 0.0172 0.0410
7.750 1.3858 0.03449 0.02627 -0.2015 0.0169 0.0412
8.000 1.3997 0.03541 0.02718 -0.1997 0.0166 0.0414
8.250 1.4127 0.03642 0.02820 -0.1978 0.0166 0.0416
8.500 1.4256 0.03747 0.02928 -0.1959 0.0165 0.0419
8.750 1.4388 0.03851 0.03033 -0.1940 0.0163 0.0421
9.000 1.4502 0.03972 0.03158 -0.1920 0.0162 0.0422
9.250 1.4620 0.04089 0.03278 -0.1901 0.0162 0.0426
9.500 1.4742 0.04207 0.03399 -0.1883 0.0161 0.0427
9.750 1.4851 0.04339 0.03535 -0.1863 0.0159 0.0432
10.000 1.4957 0.04476 0.03677 -0.1844 0.0159 0.0436
10.250 1.5063 0.04618 0.03823 -0.1825 0.0158 0.0442
10.500 1.5163 0.04766 0.03976 -0.1806 0.0157 0.0448
10.750 1.5259 0.04921 0.04134 -0.1788 0.0156 0.0451
11.000 1.5365 0.05068 0.04284 -0.1770 0.0154 0.0457
11.250 1.5446 0.05244 0.04466 -0.1751 0.0154 0.0464
11.500 1.5537 0.05412 0.04638 -0.1733 0.0153 0.0466
11.750 1.5619 0.05592 0.04822 -0.1715 0.0151 0.0476
12.000 1.5691 0.05786 0.05022 -0.1697 0.0151 0.0494
12.250 1.5765 0.05979 0.05220 -0.1679 0.0150 0.0512
12.500 1.5820 0.06197 0.05444 -0.1660 0.0148 0.0545
12.750 1.5854 0.06443 0.05697 -0.1640 0.0146 0.0598
13.000 1.5964 0.06600 0.05866 -0.1627 0.0146 0.1357
13.250 1.6077 0.06754 0.06036 -0.1615 0.0145 0.2498
14.000 1.6456 0.07267 0.06636 -0.1594 0.0142 1.0000
14.250 1.6551 0.07437 0.06810 -0.1580 0.0142 1.0000
14.500 1.6642 0.07615 0.06992 -0.1567 0.0141 1.0000
14.750 1.6734 0.07792 0.07174 -0.1553 0.0140 1.0000
15.000 1.6830 0.07962 0.07349 -0.1540 0.0139 1.0000
15.250 1.6930 0.08128 0.07519 -0.1528 0.0137 1.0000
15.500 1.7031 0.08292 0.07688 -0.1516 0.0136 1.0000
15.750 1.7129 0.08461 0.07861 -0.1504 0.0135 1.0000
16.000 1.7228 0.08628 0.08033 -0.1492 0.0134 1.0000
16.250 1.7329 0.08792 0.08203 -0.1481 0.0133 1.0000
16.500 1.7434 0.08949 0.08366 -0.1470 0.0132 1.0000
16.750 1.7536 0.09111 0.08532 -0.1460 0.0131 1.0000
17.000 1.7637 0.09273 0.08700 -0.1450 0.0130 1.0000
17.250 1.7734 0.09440 0.08875 -0.1440 0.0129 1.0000
17.500 1.7824 0.09618 0.09059 -0.1430 0.0128 1.0000
17.750 1.7911 0.09798 0.09246 -0.1421 0.0127 1.0000
18.000 1.7998 0.09975 0.09430 -0.1413 0.0126 1.0000
18.250 1.8078 0.10162 0.09624 -0.1405 0.0125 1.0000
18.500 1.8146 0.10367 0.09836 -0.1397 0.0124 1.0000
18.750 1.8203 0.10586 0.10062 -0.1391 0.0123 1.0000
19.000 1.8263 0.10799 0.10282 -0.1384 0.0122 1.0000
19.250 1.8314 0.11025 0.10514 -0.1379 0.0121 1.0000
19.500 1.8360 0.11258 0.10755 -0.1374 0.0121 1.0000
19.750 1.8408 0.11486 0.10990 -0.1369 0.0120 1.0000
20.000 1.8450 0.11720 0.11232 -0.1365 0.0119 1.0000
20.250 1.8485 0.11964 0.11484 -0.1362 0.0119 1.0000
20.500 1.8521 0.12204 0.11731 -0.1359 0.0118 1.0000
20.750 1.8546 0.12461 0.11996 -0.1358 0.0118 1.0000
21.000 1.8565 0.12723 0.12267 -0.1357 0.0117 1.0000
21.250 1.8581 0.12988 0.12541 -0.1356 0.0116 1.0000
21.500 1.8573 0.13287 0.12852 -0.1358 0.0115 1.0000
21.750 1.8527 0.13637 0.13218 -0.1361 0.0114 1.0000
22.000 1.8507 0.13965 0.13559 -0.1365 0.0114 1.0000
22.250 1.8481 0.14302 0.13910 -0.1371 0.0113 1.0000
22.500 1.8438 0.14672 0.14294 -0.1379 0.0113 1.0000
22.750 1.8389 0.15051 0.14688 -0.1389 0.0113 1.0000
23.000 1.8315 0.15476 0.15130 -0.1403 0.0112 1.0000
23.250 1.8217 0.15949 0.15621 -0.1420 0.0111 1.0000
23.500 1.8079 0.16500 0.16194 -0.1444 0.0110 1.0000
23.750 1.7842 0.17249 0.16971 -0.1482 0.0109 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)