Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.59 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-50000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.0584 0.14867 0.13998 -0.1038 0.8200 0.0173
-11.000 -0.0558 0.14696 0.13829 -0.1034 0.8163 0.0173
-10.250 -0.0441 0.14143 0.13275 -0.1029 0.8066 0.0177
-10.000 -0.0439 0.14008 0.13143 -0.1018 0.8022 0.0181
-9.750 -0.0411 0.13842 0.12978 -0.1014 0.7986 0.0186
-9.250 -0.0322 0.13464 0.12597 -0.1013 0.7927 0.0195
-9.000 -0.0346 0.13364 0.12501 -0.0995 0.7875 0.0196
-8.750 -0.0335 0.13215 0.12355 -0.0986 0.7834 0.0196
-8.500 -0.0304 0.13044 0.12184 -0.0982 0.7800 0.0197
-8.000 -0.0288 0.12759 0.11903 -0.0961 0.7720 0.0198
-7.750 -0.0293 0.12631 0.11777 -0.0948 0.7677 0.0199
-7.500 -0.0273 0.12480 0.11627 -0.0941 0.7641 0.0201
-7.000 -0.0278 0.12228 0.11378 -0.0915 0.7557 0.0210
-6.750 -0.0299 0.12117 0.11270 -0.0899 0.7511 0.0216
-6.500 -0.0295 0.11978 0.11133 -0.0888 0.7474 0.0218
-6.000 -0.0352 0.11761 0.10922 -0.0852 0.7383 0.0221
-5.750 -0.0389 0.11662 0.10827 -0.0832 0.7336 0.0222
-5.500 -0.0405 0.11534 0.10702 -0.0816 0.7299 0.0222
-5.250 -0.0418 0.11406 0.10575 -0.0802 0.7260 0.0223
-5.000 -0.0464 0.11320 0.10494 -0.0781 0.7202 0.0223
-4.750 -0.0458 0.11182 0.10356 -0.0771 0.7160 0.0223
-4.500 -0.0421 0.11013 0.10188 -0.0768 0.7127 0.0225
-4.250 -0.0403 0.10876 0.10053 -0.0761 0.7083 0.0229
-4.000 -0.0404 0.10761 0.09941 -0.0750 0.7029 0.0233
-3.750 -0.0357 0.10600 0.09782 -0.0750 0.6989 0.0240
-3.500 -0.0278 0.10409 0.09590 -0.0755 0.6958 0.0244
-3.250 -0.0221 0.10247 0.09428 -0.0757 0.6915 0.0247
-3.000 -0.0176 0.10104 0.09287 -0.0757 0.6863 0.0248
-2.750 -0.0081 0.09922 0.09103 -0.0766 0.6824 0.0248
-2.500 0.0047 0.09716 0.08895 -0.0781 0.6794 0.0249
-2.250 0.0181 0.09515 0.08692 -0.0797 0.6761 0.0250
-2.000 0.0276 0.09371 0.08548 -0.0806 0.6708 0.0251
-1.750 0.0423 0.09200 0.08377 -0.0823 0.6669 0.0257
-1.500 0.0610 0.09005 0.08178 -0.0848 0.6639 0.0265
-1.250 0.0831 0.08791 0.07960 -0.0879 0.6614 0.0272
-1.000 0.1016 0.08626 0.07792 -0.0905 0.6571 0.0276
-0.750 0.1216 0.08462 0.07625 -0.0932 0.6527 0.0276
-0.500 0.1463 0.08274 0.07433 -0.0967 0.6494 0.0277
-0.250 0.1745 0.08074 0.07227 -0.1007 0.6466 0.0278
0.250 0.2315 0.07745 0.06889 -0.1087 0.6402 0.0292
0.500 0.2601 0.07610 0.06750 -0.1127 0.6361 0.0302
0.750 0.2925 0.07456 0.06589 -0.1172 0.6329 0.0305
1.000 0.3276 0.07294 0.06421 -0.1220 0.6302 0.0306
1.250 0.3647 0.07134 0.06253 -0.1271 0.6279 0.0307
1.500 0.3995 0.07017 0.06130 -0.1317 0.6245 0.0312
1.750 0.4300 0.06947 0.06057 -0.1355 0.6200 0.0322
2.000 0.4651 0.06854 0.05959 -0.1399 0.6166 0.0332
2.250 0.5023 0.06751 0.05850 -0.1444 0.6138 0.0334
2.500 0.5406 0.06648 0.05739 -0.1490 0.6114 0.0336
2.750 0.5760 0.06579 0.05664 -0.1529 0.6081 0.0337
3.000 0.6080 0.06558 0.05640 -0.1565 0.6034 0.0344
3.250 0.6407 0.06527 0.05607 -0.1597 0.5996 0.0355
3.500 0.6754 0.06483 0.05558 -0.1631 0.5966 0.0363
3.750 0.7115 0.06430 0.05499 -0.1665 0.5940 0.0364
4.000 0.7413 0.06434 0.05500 -0.1690 0.5897 0.0365
4.250 0.7697 0.06455 0.05519 -0.1712 0.5850 0.0367
4.500 0.8019 0.06456 0.05516 -0.1738 0.5814 0.0376
4.750 0.8343 0.06449 0.05506 -0.1761 0.5783 0.0388
5.000 0.8651 0.06443 0.05496 -0.1779 0.5753 0.0394
5.250 0.8872 0.06525 0.05579 -0.1789 0.5696 0.0395
5.500 0.9136 0.06567 0.05620 -0.1801 0.5654 0.0396
5.750 0.9418 0.06589 0.05639 -0.1814 0.5618 0.0397
6.000 0.9716 0.06600 0.05647 -0.1826 0.5590 0.0405
6.250 0.9932 0.06712 0.05758 -0.1833 0.5532 0.0417
6.500 1.0179 0.06789 0.05832 -0.1840 0.5485 0.0425
6.750 1.0438 0.06843 0.05883 -0.1847 0.5448 0.0427
7.000 1.0681 0.06908 0.05946 -0.1850 0.5397 0.0429
7.250 1.0838 0.07026 0.06060 -0.1843 0.5217 0.0430
7.500 1.0993 0.07114 0.06135 -0.1832 0.4838 0.0431
7.750 1.1059 0.07094 0.05768 -0.1778 0.0456 0.0435
8.000 1.1198 0.07266 0.05921 -0.1771 0.0364 0.0445
8.250 1.1357 0.07417 0.06056 -0.1764 0.0332 0.0458
8.500 1.1521 0.07560 0.06182 -0.1757 0.0310 0.0467
8.750 1.1668 0.07712 0.06325 -0.1749 0.0293 0.0469
9.000 1.1801 0.07876 0.06481 -0.1739 0.0282 0.0471
9.250 1.1929 0.08045 0.06642 -0.1728 0.0271 0.0474
9.500 1.2053 0.08215 0.06812 -0.1718 0.0260 0.0477
9.750 1.2170 0.08393 0.06989 -0.1707 0.0249 0.0484
10.000 1.2279 0.08578 0.07175 -0.1696 0.0240 0.0499
10.250 1.2384 0.08771 0.07368 -0.1684 0.0233 0.0515
10.500 1.2482 0.08969 0.07572 -0.1673 0.0230 0.0526
10.750 1.2575 0.09175 0.07787 -0.1662 0.0227 0.0534
11.000 1.2664 0.09386 0.08004 -0.1651 0.0225 0.0544
11.250 1.2750 0.09601 0.08229 -0.1640 0.0223 0.0564
11.500 1.2833 0.09820 0.08460 -0.1630 0.0222 0.0586
11.750 1.2913 0.10043 0.08696 -0.1620 0.0220 0.0607
12.000 1.2992 0.10267 0.08935 -0.1610 0.0217 0.0636
12.250 1.3071 0.10490 0.09173 -0.1600 0.0214 0.0673
12.500 1.3152 0.10709 0.09406 -0.1591 0.0209 0.0726
12.750 1.3235 0.10923 0.09638 -0.1582 0.0204 0.0804
13.000 1.3321 0.11132 0.09867 -0.1574 0.0199 0.1022
13.250 1.3390 0.11248 0.10058 -0.1568 0.0194 1.0000
13.500 1.3481 0.11436 0.10249 -0.1559 0.0189 1.0000
13.750 1.3576 0.11613 0.10428 -0.1550 0.0186 1.0000
14.000 1.3678 0.11775 0.10595 -0.1540 0.0183 1.0000
14.250 1.3791 0.11914 0.10737 -0.1530 0.0182 1.0000
14.500 1.3920 0.12023 0.10856 -0.1519 0.0181 1.0000
14.750 1.4066 0.12101 0.10943 -0.1506 0.0180 1.0000
15.000 1.4231 0.12145 0.10995 -0.1493 0.0178 1.0000
15.250 1.4422 0.12151 0.11012 -0.1478 0.0177 1.0000
15.500 1.4641 0.12119 0.10994 -0.1462 0.0176 1.0000
15.750 1.4884 0.12065 0.10953 -0.1446 0.0174 1.0000
16.000 1.5117 0.12046 0.10949 -0.1432 0.0173 1.0000
16.250 1.5325 0.12081 0.11004 -0.1420 0.0170 1.0000
16.500 1.5494 0.12183 0.11130 -0.1410 0.0165 1.0000
16.750 1.5619 0.12347 0.11317 -0.1403 0.0160 1.0000
17.000 1.5710 0.12558 0.11551 -0.1398 0.0156 1.0000
17.250 1.5773 0.12806 0.11822 -0.1395 0.0153 1.0000
17.500 1.5811 0.13088 0.12128 -0.1394 0.0151 1.0000
17.750 1.5831 0.13402 0.12469 -0.1395 0.0149 1.0000
18.000 1.5827 0.13755 0.12848 -0.1398 0.0149 1.0000
18.250 1.5799 0.14147 0.13266 -0.1405 0.0148 1.0000
18.500 1.5749 0.14580 0.13725 -0.1415 0.0148 1.0000
18.750 1.5677 0.15059 0.14229 -0.1430 0.0147 1.0000
19.000 1.5585 0.15587 0.14784 -0.1451 0.0147 1.0000
19.250 1.5473 0.16175 0.15397 -0.1477 0.0147 1.0000
19.500 1.5343 0.16831 0.16078 -0.1512 0.0146 1.0000
19.750 1.5193 0.17573 0.16845 -0.1555 0.0146 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)