Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 34.6 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-200000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 0.2233 0.10895 0.10350 -0.1848 0.8366 0.0112
-10.750 0.2300 0.10705 0.10160 -0.1850 0.8331 0.0115
-10.500 0.2374 0.10499 0.09952 -0.1855 0.8299 0.0120
-10.250 0.2473 0.10308 0.09760 -0.1864 0.8272 0.0123
-10.000 0.2550 0.10126 0.09576 -0.1867 0.8239 0.0127
-9.750 0.2586 0.09977 0.09427 -0.1858 0.8199 0.0128
-9.500 0.2640 0.09814 0.09264 -0.1854 0.8161 0.0129
-9.250 0.2705 0.09645 0.09094 -0.1853 0.8129 0.0130
-9.000 0.2787 0.09462 0.08909 -0.1857 0.8099 0.0132
-8.750 0.2804 0.09329 0.08777 -0.1842 0.8059 0.0134
-8.500 0.2823 0.09189 0.08639 -0.1828 0.8014 0.0137
-8.250 0.2859 0.09040 0.08489 -0.1818 0.7977 0.0140
-8.000 0.2907 0.08882 0.08331 -0.1812 0.7944 0.0144
-7.750 0.2927 0.08764 0.08213 -0.1796 0.7906 0.0147
-7.500 0.2921 0.08656 0.08108 -0.1773 0.7859 0.0149
-7.250 0.2929 0.08538 0.07990 -0.1754 0.7817 0.0150
-7.000 0.2946 0.08414 0.07867 -0.1738 0.7781 0.0151
-6.750 0.2917 0.08321 0.07776 -0.1710 0.7738 0.0153
-6.500 0.2867 0.08244 0.07702 -0.1676 0.7688 0.0153
-6.250 0.2826 0.08159 0.07619 -0.1645 0.7642 0.0154
-6.000 0.2797 0.08064 0.07525 -0.1617 0.7606 0.0156
-5.750 0.2688 0.08024 0.07490 -0.1569 0.7556 0.0157
-5.500 0.2640 0.07934 0.07402 -0.1538 0.7504 0.0160
-5.250 0.2638 0.07795 0.07263 -0.1520 0.7460 0.0166
-5.000 0.2639 0.07679 0.07150 -0.1500 0.7423 0.0169
-4.750 0.2619 0.07583 0.07057 -0.1475 0.7376 0.0171
-4.500 0.2635 0.07463 0.06938 -0.1459 0.7329 0.0173
-4.250 0.2691 0.07319 0.06793 -0.1452 0.7289 0.0174
-4.000 0.2736 0.07187 0.06663 -0.1443 0.7253 0.0175
-3.750 0.2771 0.07062 0.06539 -0.1431 0.7209 0.0176
-3.500 0.2843 0.06917 0.06394 -0.1428 0.7164 0.0178
-3.250 0.2959 0.06750 0.06226 -0.1434 0.7126 0.0180
-3.000 0.3081 0.06583 0.06057 -0.1441 0.7094 0.0182
-2.750 0.3189 0.06424 0.05898 -0.1446 0.7055 0.0189
-2.500 0.3333 0.06244 0.05718 -0.1459 0.7014 0.0194
-2.250 0.3517 0.06075 0.05546 -0.1476 0.6976 0.0198
-2.000 0.3739 0.05885 0.05352 -0.1502 0.6947 0.0200
-1.750 0.3944 0.05715 0.05181 -0.1524 0.6916 0.0202
-1.500 0.4167 0.05543 0.05007 -0.1549 0.6880 0.0204
-1.250 0.4423 0.05364 0.04825 -0.1579 0.6844 0.0206
-1.000 0.4726 0.05165 0.04620 -0.1620 0.6812 0.0214
-0.750 0.5069 0.04955 0.04405 -0.1668 0.6785 0.0223
-0.500 0.5392 0.04784 0.04230 -0.1708 0.6761 0.0226
-0.250 0.5713 0.04624 0.04067 -0.1747 0.6730 0.0228
0.000 0.6064 0.04461 0.03899 -0.1791 0.6697 0.0231
0.250 0.6440 0.04297 0.03730 -0.1839 0.6666 0.0234
0.500 0.6862 0.04117 0.03542 -0.1896 0.6640 0.0247
0.750 0.7280 0.03954 0.03373 -0.1949 0.6617 0.0254
1.000 0.7668 0.03819 0.03233 -0.1994 0.6589 0.0256
1.250 0.8044 0.03697 0.03106 -0.2035 0.6556 0.0259
1.500 0.8427 0.03578 0.02982 -0.2076 0.6523 0.0262
1.750 0.8833 0.03452 0.02850 -0.2120 0.6495 0.0273
2.250 0.9624 0.03227 0.02613 -0.2198 0.6438 0.0285
2.500 0.9964 0.03149 0.02531 -0.2224 0.6402 0.0287
2.750 1.0298 0.03069 0.02437 -0.2246 0.6254 0.0290
3.000 1.0517 0.03040 0.02375 -0.2244 0.5832 0.0294
3.250 1.0521 0.03124 0.02413 -0.2202 0.5200 0.0302
3.500 1.0264 0.03372 0.02606 -0.2118 0.4264 0.0302
3.750 0.9943 0.03710 0.02879 -0.2031 0.2963 0.0303
4.000 0.9731 0.04019 0.03127 -0.1966 0.1396 0.0305
4.250 0.9790 0.04162 0.03232 -0.1946 0.0245 0.0312
4.500 1.0058 0.04155 0.03216 -0.1955 0.0215 0.0314
4.750 1.0309 0.04158 0.03213 -0.1961 0.0205 0.0315
5.000 1.0553 0.04169 0.03218 -0.1965 0.0199 0.0318
5.250 1.0792 0.04185 0.03227 -0.1967 0.0194 0.0321
5.500 1.1031 0.04203 0.03237 -0.1968 0.0189 0.0327
5.750 1.1297 0.04206 0.03227 -0.1973 0.0186 0.0342
6.000 1.1533 0.04227 0.03236 -0.1973 0.0182 0.0345
6.250 1.1759 0.04256 0.03253 -0.1971 0.0178 0.0347
6.750 1.2164 0.04349 0.03328 -0.1957 0.0166 0.0352
7.000 1.2364 0.04399 0.03364 -0.1949 0.0161 0.0362
7.250 1.2564 0.04449 0.03395 -0.1942 0.0156 0.0374
7.500 1.2731 0.04529 0.03464 -0.1929 0.0153 0.0376
7.750 1.2885 0.04619 0.03548 -0.1916 0.0152 0.0377
8.000 1.3033 0.04720 0.03644 -0.1901 0.0150 0.0380
8.250 1.3177 0.04837 0.03760 -0.1888 0.0149 0.0381
8.500 1.3316 0.04964 0.03889 -0.1874 0.0148 0.0383
8.750 1.3452 0.05097 0.04024 -0.1861 0.0147 0.0385
9.000 1.3577 0.05239 0.04169 -0.1846 0.0146 0.0388
9.250 1.3696 0.05386 0.04321 -0.1830 0.0145 0.0395
9.500 1.3812 0.05538 0.04479 -0.1815 0.0144 0.0402
9.750 1.3920 0.05699 0.04644 -0.1799 0.0143 0.0411
10.000 1.4022 0.05865 0.04815 -0.1783 0.0142 0.0416
10.250 1.4119 0.06038 0.04994 -0.1766 0.0141 0.0418
10.500 1.4211 0.06217 0.05179 -0.1750 0.0140 0.0420
10.750 1.4298 0.06404 0.05373 -0.1733 0.0140 0.0422
11.000 1.4384 0.06594 0.05569 -0.1717 0.0139 0.0425
11.250 1.4463 0.06793 0.05774 -0.1701 0.0138 0.0429
11.500 1.4544 0.06992 0.05980 -0.1686 0.0137 0.0432
11.750 1.4621 0.07196 0.06190 -0.1670 0.0137 0.0440
12.000 1.4697 0.07402 0.06404 -0.1655 0.0136 0.0455
12.250 1.4776 0.07605 0.06614 -0.1640 0.0135 0.0477
12.500 1.4857 0.07807 0.06822 -0.1626 0.0133 0.0504
12.750 1.4940 0.08008 0.07030 -0.1612 0.0131 0.0546
14.250 1.5499 0.09059 0.08191 -0.1538 0.0120 1.0000
14.500 1.5603 0.09222 0.08360 -0.1526 0.0119 1.0000
14.750 1.5710 0.09380 0.08523 -0.1515 0.0118 1.0000
15.000 1.5818 0.09534 0.08684 -0.1503 0.0117 1.0000
15.250 1.5928 0.09686 0.08841 -0.1492 0.0117 1.0000
15.500 1.6038 0.09836 0.09000 -0.1482 0.0116 1.0000
15.750 1.6148 0.09985 0.09156 -0.1471 0.0115 1.0000
16.000 1.6257 0.10135 0.09314 -0.1461 0.0114 1.0000
16.250 1.6382 0.10261 0.09449 -0.1450 0.0114 1.0000
16.500 1.6523 0.10367 0.09568 -0.1439 0.0112 1.0000
16.750 1.6688 0.10445 0.09666 -0.1427 0.0109 1.0000
17.000 1.6858 0.10531 0.09773 -0.1415 0.0104 1.0000
17.250 1.6993 0.10669 0.09932 -0.1404 0.0100 1.0000
17.500 1.7091 0.10853 0.10137 -0.1395 0.0098 1.0000
17.750 1.7166 0.11070 0.10376 -0.1386 0.0097 1.0000
18.000 1.7216 0.11322 0.10649 -0.1379 0.0095 1.0000
18.250 1.7240 0.11606 0.10956 -0.1372 0.0094 1.0000
18.500 1.7242 0.11921 0.11293 -0.1368 0.0093 1.0000
18.750 1.7219 0.12269 0.11664 -0.1365 0.0092 1.0000
19.000 1.7176 0.12646 0.12064 -0.1365 0.0091 1.0000
19.250 1.7113 0.13055 0.12496 -0.1367 0.0090 1.0000
19.500 1.7031 0.13497 0.12960 -0.1373 0.0089 1.0000
19.750 1.6931 0.13977 0.13464 -0.1382 0.0089 1.0000
20.000 1.6815 0.14489 0.13998 -0.1395 0.0088 1.0000
20.250 1.6683 0.15047 0.14578 -0.1413 0.0087 1.0000
20.500 1.6509 0.15708 0.15262 -0.1440 0.0087 1.0000
20.750 1.6273 0.16542 0.16124 -0.1480 0.0086 1.0000
21.000 1.6001 0.17512 0.17121 -0.1535 0.0085 1.0000
21.250 1.5666 0.18747 0.18385 -0.1615 0.0084 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)