Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 37.05 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-500000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 0.2682 0.10941 0.10535 -0.2114 0.8397 0.0084
-12.250 0.2768 0.10740 0.10333 -0.2121 0.8365 0.0089
-12.000 0.2853 0.10544 0.10136 -0.2129 0.8328 0.0090
-11.750 0.2933 0.10344 0.09932 -0.2135 0.8286 0.0094
-11.500 0.3011 0.10140 0.09726 -0.2141 0.8254 0.0097
-11.250 0.3098 0.09958 0.09543 -0.2147 0.8223 0.0097
-11.000 0.3179 0.09769 0.09353 -0.2152 0.8188 0.0099
-10.750 0.3262 0.09597 0.09179 -0.2156 0.8146 0.0100
-10.500 0.3342 0.09425 0.09005 -0.2159 0.8108 0.0101
-10.250 0.3423 0.09252 0.08830 -0.2162 0.8079 0.0103
-10.000 0.3501 0.09076 0.08654 -0.2165 0.8045 0.0108
-9.750 0.3576 0.08907 0.08484 -0.2166 0.8005 0.0111
-9.500 0.3643 0.08736 0.08311 -0.2165 0.7962 0.0114
-9.250 0.3710 0.08574 0.08147 -0.2163 0.7926 0.0116
-9.000 0.3780 0.08406 0.07979 -0.2163 0.7896 0.0118
-8.750 0.3842 0.08248 0.07821 -0.2159 0.7852 0.0120
-8.500 0.3905 0.08107 0.07679 -0.2154 0.7810 0.0122
-8.250 0.3962 0.07973 0.07543 -0.2147 0.7771 0.0122
-8.000 0.4021 0.07830 0.07402 -0.2140 0.7739 0.0124
-7.750 0.4073 0.07696 0.07268 -0.2132 0.7701 0.0125
-7.500 0.4098 0.07562 0.07133 -0.2117 0.7653 0.0134
-7.250 0.4100 0.07453 0.07024 -0.2094 0.7609 0.0135
-7.000 0.4102 0.07344 0.06916 -0.2072 0.7575 0.0136
-6.750 0.4082 0.07238 0.06812 -0.2044 0.7535 0.0139
-6.500 0.4054 0.07157 0.06732 -0.2012 0.7487 0.0138
-6.250 0.3985 0.07081 0.06656 -0.1972 0.7437 0.0140
-6.000 0.3928 0.06996 0.06574 -0.1935 0.7398 0.0142
-5.750 0.3908 0.06895 0.06476 -0.1907 0.7355 0.0143
-5.500 0.3898 0.06802 0.06383 -0.1880 0.7309 0.0145
-5.250 0.3896 0.06701 0.06283 -0.1856 0.7265 0.0147
-5.000 0.3917 0.06584 0.06168 -0.1839 0.7228 0.0150
-4.750 0.3941 0.06464 0.06049 -0.1822 0.7190 0.0153
-4.500 0.3971 0.06340 0.05925 -0.1807 0.7144 0.0157
-4.250 0.4005 0.06218 0.05802 -0.1792 0.7100 0.0160
-4.000 0.4073 0.06084 0.05669 -0.1785 0.7063 0.0160
-3.750 0.4157 0.05932 0.05517 -0.1782 0.7028 0.0163
-3.500 0.4253 0.05781 0.05366 -0.1781 0.6987 0.0165
-3.250 0.4342 0.05643 0.05227 -0.1778 0.6944 0.0167
-3.000 0.4476 0.05491 0.05074 -0.1784 0.6906 0.0169
-2.750 0.4634 0.05334 0.04917 -0.1794 0.6873 0.0172
-2.500 0.4806 0.05175 0.04756 -0.1807 0.6837 0.0176
-2.250 0.4981 0.05010 0.04589 -0.1821 0.6795 0.0183
-2.000 0.5178 0.04849 0.04425 -0.1838 0.6756 0.0185
-1.750 0.5419 0.04670 0.04243 -0.1866 0.6724 0.0189
-1.500 0.5685 0.04488 0.04060 -0.1897 0.6695 0.0192
-1.250 0.5957 0.04320 0.03889 -0.1927 0.6660 0.0194
-1.000 0.6226 0.04169 0.03734 -0.1955 0.6620 0.0198
-0.750 0.6527 0.04008 0.03569 -0.1989 0.6585 0.0206
-0.500 0.6858 0.03841 0.03398 -0.2029 0.6555 0.0211
-0.250 0.7194 0.03683 0.03237 -0.2068 0.6521 0.0214
0.000 0.7545 0.03526 0.03075 -0.2110 0.6485 0.0219
0.250 0.7894 0.03381 0.02924 -0.2149 0.6446 0.0222
0.500 0.8230 0.03261 0.02799 -0.2182 0.6400 0.0227
0.750 0.8556 0.03147 0.02678 -0.2213 0.6314 0.0236
1.000 0.8826 0.03067 0.02587 -0.2230 0.6159 0.0240
1.250 0.8972 0.03051 0.02552 -0.2221 0.5884 0.0242
1.500 0.9115 0.03044 0.02526 -0.2211 0.5580 0.0245
1.750 0.9010 0.03168 0.02614 -0.2152 0.4917 0.0247
2.000 0.8786 0.03385 0.02779 -0.2074 0.3896 0.0247
2.250 0.8517 0.03664 0.02993 -0.1992 0.2371 0.0248
2.500 0.8468 0.03830 0.03111 -0.1952 0.0793 0.0249
3.000 0.9018 0.03761 0.03017 -0.1983 0.0188 0.0261
3.250 0.9321 0.03711 0.02960 -0.2001 0.0181 0.0267
3.500 0.9617 0.03668 0.02910 -0.2017 0.0175 0.0270
3.750 0.9910 0.03629 0.02862 -0.2032 0.0164 0.0275
4.000 1.0199 0.03593 0.02818 -0.2045 0.0160 0.0279
4.500 1.0733 0.03556 0.02765 -0.2059 0.0146 0.0291
4.750 1.0991 0.03543 0.02744 -0.2063 0.0145 0.0297
5.000 1.1246 0.03534 0.02726 -0.2067 0.0143 0.0301
5.250 1.1499 0.03525 0.02706 -0.2068 0.0142 0.0305
5.500 1.1759 0.03509 0.02678 -0.2071 0.0140 0.0311
5.750 1.2011 0.03498 0.02652 -0.2070 0.0139 0.0319
6.000 1.2270 0.03472 0.02605 -0.2070 0.0137 0.0329
6.250 1.2550 0.03406 0.02494 -0.2072 0.0136 0.0341
6.500 1.2739 0.03438 0.02506 -0.2060 0.0135 0.0347
6.750 1.2897 0.03512 0.02579 -0.2044 0.0133 0.0350
7.000 1.3055 0.03588 0.02654 -0.2029 0.0132 0.0354
7.250 1.3207 0.03671 0.02735 -0.2012 0.0130 0.0356
7.500 1.3354 0.03759 0.02822 -0.1996 0.0129 0.0358
7.750 1.3501 0.03848 0.02912 -0.1979 0.0129 0.0359
8.000 1.3646 0.03941 0.03007 -0.1962 0.0127 0.0361
8.250 1.3781 0.04045 0.03112 -0.1945 0.0127 0.0363
8.500 1.3913 0.04153 0.03222 -0.1927 0.0126 0.0365
8.750 1.4047 0.04261 0.03333 -0.1910 0.0125 0.0366
9.000 1.4176 0.04376 0.03451 -0.1893 0.0124 0.0369
9.250 1.4298 0.04499 0.03578 -0.1876 0.0123 0.0372
9.500 1.4420 0.04625 0.03707 -0.1858 0.0123 0.0372
9.750 1.4542 0.04752 0.03838 -0.1841 0.0122 0.0375
10.000 1.4653 0.04893 0.03983 -0.1824 0.0122 0.0377
10.250 1.4764 0.05035 0.04130 -0.1806 0.0121 0.0383
10.500 1.4880 0.05173 0.04274 -0.1790 0.0120 0.0389
10.750 1.4985 0.05326 0.04431 -0.1773 0.0119 0.0392
11.000 1.5097 0.05472 0.04581 -0.1758 0.0117 0.0398
11.250 1.5203 0.05628 0.04741 -0.1742 0.0117 0.0401
11.500 1.5307 0.05788 0.04906 -0.1726 0.0115 0.0402
11.750 1.5404 0.05954 0.05076 -0.1710 0.0114 0.0407
12.000 1.5498 0.06125 0.05252 -0.1694 0.0114 0.0409
12.250 1.5586 0.06307 0.05440 -0.1679 0.0114 0.0413
12.500 1.5671 0.06495 0.05634 -0.1663 0.0113 0.0418
12.750 1.5760 0.06678 0.05823 -0.1648 0.0113 0.0421
13.000 1.5838 0.06879 0.06031 -0.1633 0.0112 0.0438
13.250 1.5920 0.07077 0.06237 -0.1619 0.0112 0.0498
13.500 1.6013 0.07275 0.06462 -0.1608 0.0111 0.2398
14.250 1.6304 0.07889 0.07154 -0.1584 0.0110 1.0000
14.500 1.6372 0.08104 0.07375 -0.1570 0.0109 1.0000
14.750 1.6441 0.08317 0.07593 -0.1557 0.0109 1.0000
15.000 1.6512 0.08524 0.07808 -0.1544 0.0108 1.0000
15.250 1.6581 0.08738 0.08028 -0.1532 0.0107 1.0000
15.500 1.6650 0.08950 0.08246 -0.1520 0.0107 1.0000
15.750 1.6724 0.09154 0.08457 -0.1509 0.0106 1.0000
16.000 1.6800 0.09354 0.08663 -0.1497 0.0105 1.0000
16.250 1.6874 0.09557 0.08874 -0.1487 0.0103 1.0000
16.500 1.6951 0.09754 0.09080 -0.1476 0.0101 1.0000
16.750 1.7033 0.09943 0.09275 -0.1466 0.0099 1.0000
17.000 1.7118 0.10125 0.09465 -0.1456 0.0097 1.0000
17.250 1.7204 0.10303 0.09652 -0.1447 0.0096 1.0000
17.500 1.7288 0.10483 0.09841 -0.1438 0.0094 1.0000
17.750 1.7371 0.10664 0.10030 -0.1429 0.0093 1.0000
18.000 1.7455 0.10841 0.10216 -0.1421 0.0092 1.0000
18.250 1.7539 0.11017 0.10401 -0.1413 0.0091 1.0000
18.500 1.7621 0.11195 0.10588 -0.1405 0.0090 1.0000
18.750 1.7700 0.11377 0.10780 -0.1398 0.0089 1.0000
19.000 1.7771 0.11568 0.10981 -0.1392 0.0088 1.0000
19.250 1.7835 0.11770 0.11193 -0.1387 0.0088 1.0000
19.750 1.7965 0.12157 0.11604 -0.1375 0.0086 1.0000
20.000 1.8022 0.12356 0.11820 -0.1370 0.0085 1.0000
20.250 1.8066 0.12574 0.12055 -0.1365 0.0084 1.0000
20.500 1.8088 0.12827 0.12330 -0.1361 0.0083 1.0000
20.750 1.8075 0.13141 0.12673 -0.1359 0.0080 1.0000
21.000 1.8014 0.13540 0.13101 -0.1361 0.0077 1.0000
21.250 1.7924 0.13993 0.13578 -0.1368 0.0075 1.0000
21.500 1.7810 0.14492 0.14100 -0.1380 0.0073 1.0000
21.750 1.7666 0.15051 0.14682 -0.1397 0.0072 1.0000
22.000 1.7500 0.15663 0.15317 -0.1420 0.0071 1.0000
22.250 1.7294 0.16374 0.16052 -0.1452 0.0070 1.0000
22.500 1.7061 0.17172 0.16873 -0.1493 0.0069 1.0000
22.750 1.6780 0.18124 0.17850 -0.1549 0.0069 1.0000
23.000 1.6362 0.19507 0.19262 -0.1643 0.0068 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)