Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 52.34 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-200000.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.750 -0.0039 0.11729 0.11339 -0.0955 0.8322 0.0354
-5.500 0.0021 0.11539 0.11148 -0.0955 0.8294 0.0357
-5.250 0.0119 0.11323 0.10931 -0.0964 0.8276 0.0361
-5.000 -0.0150 0.11447 0.11062 -0.0891 0.8194 0.0362
-4.750 -0.0145 0.11316 0.10932 -0.0880 0.8150 0.0365
-4.500 -0.0016 0.11075 0.10689 -0.0898 0.8127 0.0371
-4.250 0.0174 0.10805 0.10416 -0.0930 0.8111 0.0378
-4.000 -0.0114 0.10949 0.10567 -0.0856 0.8016 0.0378
-3.750 0.0008 0.10776 0.10393 -0.0878 0.7981 0.0381
-3.250 0.0502 0.10211 0.09820 -0.0974 0.7947 0.0384
-2.250 0.0787 0.09464 0.09075 -0.0963 0.7789 0.0395
1.250 0.3832 0.06364 0.05972 -0.1268 0.7134 0.0487
1.500 0.5006 0.06845 0.06413 -0.1541 0.7308 0.0509
1.750 0.5102 0.06027 0.05615 -0.1475 0.7123 0.0523
2.000 0.5384 0.05715 0.05304 -0.1492 0.7116 0.0530
2.250 0.5816 0.05508 0.05093 -0.1542 0.7111 0.0547
2.500 0.6360 0.06489 0.06046 -0.1696 0.7168 0.0554
2.750 0.7120 0.06414 0.05954 -0.1811 0.7157 0.0583
3.000 0.7394 0.06194 0.05738 -0.1824 0.7144 0.0591
3.250 0.7789 0.06049 0.05592 -0.1859 0.7135 0.0610
3.500 0.8507 0.06007 0.05531 -0.1954 0.7129 0.0653
3.750 0.8823 0.05737 0.05268 -0.1969 0.7122 0.0668
4.000 0.9827 0.05205 0.04709 -0.2076 0.7071 0.0736
4.250 1.1456 0.03781 0.03264 -0.2262 0.7151 0.0842
5.500 1.1809 0.02256 0.01583 -0.2012 0.4209 0.1085
5.750 1.1491 0.02735 0.02015 -0.1931 0.3280 0.1084
6.000 1.1880 0.04001 0.03166 -0.2007 0.2142 0.1082
8.000 1.2533 0.05108 0.04239 -0.1840 0.0505 0.1603
8.250 1.2624 0.05272 0.04406 -0.1823 0.0499 0.1721
8.500 1.2693 0.05462 0.04599 -0.1803 0.0494 0.1864
8.750 1.2755 0.05657 0.04797 -0.1783 0.0491 0.2020
9.000 1.2816 0.05853 0.04997 -0.1763 0.0487 0.2186
9.250 1.2882 0.06044 0.05190 -0.1744 0.0483 0.2376
9.500 1.2971 0.06206 0.05357 -0.1726 0.0477 0.2720
9.750 1.3313 0.06293 0.05369 -0.1723 0.0473 0.1080
10.000 1.3459 0.06412 0.05488 -0.1710 0.0469 0.1030
10.250 1.3629 0.06525 0.05586 -0.1696 0.0468 0.0970
10.500 1.3815 0.06624 0.05676 -0.1683 0.0467 0.0951
10.750 1.4042 0.06689 0.05736 -0.1674 0.0467 0.0949
11.000 1.4326 0.06706 0.05751 -0.1669 0.0468 0.0985
11.250 1.4697 0.06651 0.05688 -0.1667 0.0471 0.1035
11.500 1.5602 0.06329 0.05339 -0.1708 0.0481 0.1189
12.000 1.6259 0.06364 0.05441 -0.1709 0.0487 1.0000
13.750 1.8725 0.08574 0.07913 -0.1680 0.0795 1.0000
14.000 1.8363 0.08723 0.08091 -0.1602 0.0789 1.0000
14.250 1.7946 0.08952 0.08354 -0.1525 0.0782 1.0000
14.500 1.7473 0.09192 0.08633 -0.1451 0.0777 1.0000
14.750 1.7031 0.09447 0.08924 -0.1390 0.0769 1.0000
15.000 1.6661 0.09756 0.09264 -0.1344 0.0762 1.0000
15.250 1.6315 0.10099 0.09635 -0.1307 0.0753 1.0000
15.500 1.5998 0.10490 0.10052 -0.1279 0.0746 1.0000
15.750 1.5683 0.10924 0.10510 -0.1258 0.0738 1.0000
16.000 1.5344 0.11422 0.11033 -0.1244 0.0736 1.0000
16.250 1.4988 0.11977 0.11612 -0.1237 0.0734 1.0000
16.500 1.4576 0.12642 0.12304 -0.1239 0.0735 1.0000
16.750 1.4095 0.13473 0.13162 -0.1256 0.0740 1.0000
17.000 1.3560 0.14511 0.14229 -0.1293 0.0751 1.0000
17.250 1.3021 0.15751 0.15493 -0.1350 0.0764 1.0000
17.500 1.2540 0.17107 0.16867 -0.1423 0.0777 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)