Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.83 at α=13.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-50000.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.750 -0.3887 0.15918 0.15311 -0.0091 1.0000 0.0637
-5.500 -0.3940 0.15856 0.15253 -0.0080 1.0000 0.0642
-5.250 -0.4016 0.15841 0.15241 -0.0067 1.0000 0.0646
-5.000 -0.4087 0.15852 0.15256 -0.0058 1.0000 0.0648
-4.500 -0.4100 0.15542 0.14952 -0.0057 1.0000 0.0653
-4.250 -0.4079 0.15124 0.14536 -0.0042 1.0000 0.0659
-4.000 -0.4068 0.14862 0.14276 -0.0034 1.0000 0.0666
-3.750 -0.4056 0.14646 0.14062 -0.0030 1.0000 0.0673
-3.500 -0.4038 0.14445 0.13863 -0.0029 1.0000 0.0682
-3.250 -0.4011 0.14252 0.13670 -0.0032 1.0000 0.0692
-3.000 -0.3972 0.14071 0.13490 -0.0038 1.0000 0.0704
-2.750 -0.3913 0.13912 0.13331 -0.0052 1.0000 0.0716
-2.500 -0.3796 0.13851 0.13269 -0.0089 1.0000 0.0728
-2.000 -0.3478 0.13445 0.12861 -0.0162 0.9958 0.0740
-1.750 -0.3402 0.13108 0.12524 -0.0161 0.9938 0.0749
-1.500 -0.3283 0.12852 0.12267 -0.0176 0.9908 0.0762
-1.250 -0.3096 0.12652 0.12063 -0.0210 0.9871 0.0778
-1.000 -0.2884 0.12500 0.11908 -0.0253 0.9845 0.0799
-0.750 -0.2590 0.12411 0.11812 -0.0323 0.9811 0.0824
-0.500 -0.2203 0.12336 0.11730 -0.0416 0.9770 0.0837
-0.250 -0.2122 0.11996 0.11391 -0.0409 0.9742 0.0849
0.000 -0.2020 0.11722 0.11118 -0.0415 0.9718 0.0863
0.250 -0.1820 0.11510 0.10904 -0.0445 0.9676 0.0886
0.500 -0.1493 0.11395 0.10783 -0.0507 0.9639 0.0917
0.750 -0.0798 0.11611 0.10979 -0.0670 0.9612 0.0950
1.000 -0.0830 0.11166 0.10541 -0.0637 0.9580 0.0960
1.250 -0.0683 0.10913 0.10290 -0.0646 0.9536 0.0984
1.500 -0.0358 0.10820 0.10192 -0.0699 0.9502 0.1028
1.750 0.0397 0.11126 0.10476 -0.0864 0.9477 0.1078
2.000 0.0387 0.10713 0.10071 -0.0837 0.9439 0.1088
2.250 0.0558 0.10494 0.09855 -0.0848 0.9394 0.1117
2.500 0.0944 0.10484 0.09838 -0.0911 0.9359 0.1175
3.000 0.1534 0.10347 0.09696 -0.0999 0.9297 0.1257
3.250 0.1882 0.10339 0.09684 -0.1052 0.9246 0.1329
3.500 0.2348 0.10410 0.09747 -0.1130 0.9212 0.1381
3.750 0.2678 0.10464 0.09799 -0.1172 0.9192 0.1452
4.000 0.3001 0.10508 0.09837 -0.1225 0.9138 0.1518
4.250 0.3160 0.10328 0.09665 -0.1230 0.9093 0.1571
4.500 0.3617 0.10494 0.09824 -0.1301 0.9060 0.1690
4.750 0.4117 0.10825 0.10145 -0.1378 0.9039 0.1829
5.000 0.4099 0.10514 0.09847 -0.1352 0.8984 0.1860
5.250 0.4473 0.10659 0.09987 -0.1403 0.8932 0.1997
5.500 0.4856 0.10840 0.10165 -0.1452 0.8902 0.2153
5.750 0.5176 0.10997 0.10324 -0.1488 0.8883 0.2324
6.000 0.5273 0.10936 0.10268 -0.1487 0.8812 0.2473
6.250 0.5530 0.10958 0.10296 -0.1509 0.8770 0.2668
6.500 0.5885 0.11176 0.10516 -0.1549 0.8742 0.2984
6.750 0.6060 0.11254 0.10600 -0.1558 0.8715 0.3267
7.000 0.6191 0.11220 0.10576 -0.1559 0.8647 0.3570
7.500 0.6692 0.11420 0.10795 -0.1589 0.8586 0.5330
7.750 0.6958 0.11550 0.10927 -0.1609 0.8568 0.6075
8.000 0.7035 0.11490 0.10873 -0.1604 0.8496 0.6429
8.250 0.7358 0.11681 0.11056 -0.1636 0.8453 0.6880
8.500 0.7754 0.12008 0.11374 -0.1681 0.8423 0.7210
8.750 0.7853 0.12088 0.11458 -0.1682 0.8369 0.7329
9.000 0.8133 0.12315 0.11687 -0.1709 0.8303 0.7404
9.250 0.8437 0.12613 0.11986 -0.1738 0.8227 0.7371
9.500 0.8727 0.12767 0.12143 -0.1758 0.8016 0.7090
9.750 0.9163 0.13007 0.12389 -0.1788 0.7707 0.6001
10.000 1.3124 0.07478 0.06535 -0.1720 0.2302 0.2347
10.250 1.2899 0.08045 0.07020 -0.1687 0.1591 0.2343
10.500 1.2871 0.08410 0.07361 -0.1667 0.1438 0.2353
10.750 1.2884 0.08731 0.07670 -0.1650 0.1354 0.2381
11.000 1.2916 0.09025 0.07960 -0.1634 0.1291 0.2421
11.250 1.2942 0.09325 0.08251 -0.1618 0.1247 0.2459
11.500 1.3015 0.09559 0.08486 -0.1602 0.1215 0.2508
11.750 1.3118 0.09749 0.08681 -0.1587 0.1191 0.2594
12.000 1.3251 0.09886 0.08822 -0.1570 0.1169 0.2778
12.250 1.3444 0.09940 0.08882 -0.1553 0.1150 0.3116
12.500 1.3715 0.09802 0.08785 -0.1535 0.1132 1.0000
12.750 1.4264 0.09414 0.08321 -0.1509 0.1113 1.0000
13.000 1.6701 0.08077 0.06890 -0.1590 0.1072 1.0000
13.250 1.7929 0.08212 0.07032 -0.1670 0.1096 1.0000
13.500 1.8036 0.08402 0.07271 -0.1642 0.1118 1.0000
13.750 1.8236 0.08692 0.07617 -0.1625 0.1154 1.0000
14.000 1.8638 0.09098 0.08062 -0.1632 0.1195 1.0000
14.250 1.9175 0.09682 0.08671 -0.1662 0.1226 1.0000
15.250 1.9186 0.11458 0.10616 -0.1545 0.1396 1.0000
15.500 1.8736 0.11688 0.10886 -0.1482 0.1402 1.0000
15.750 1.8271 0.12010 0.11249 -0.1430 0.1409 1.0000
16.000 1.7796 0.12434 0.11713 -0.1392 0.1417 1.0000
16.250 1.7302 0.12965 0.12284 -0.1369 0.1429 1.0000
16.500 1.6790 0.13635 0.12990 -0.1365 0.1446 1.0000
16.750 1.6229 0.14502 0.13887 -0.1385 0.1466 1.0000
17.000 1.5745 0.15546 0.14956 -0.1427 0.1504 1.0000
17.250 1.5489 0.16543 0.15970 -0.1472 0.1572 1.0000
17.500 1.4675 0.19507 0.18947 -0.1672 0.1872 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)