Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 47.91 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-500000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 0.2987 0.10607 0.10266 -0.2139 0.9172 0.0197
-11.500 0.3035 0.10467 0.10128 -0.2131 0.9131 0.0200
-11.250 0.3155 0.10272 0.09931 -0.2145 0.9102 0.0207
-11.000 0.3303 0.10036 0.09692 -0.2171 0.9079 0.0211
-10.750 0.3465 0.09766 0.09418 -0.2202 0.9059 0.0220
-10.500 0.3640 0.09498 0.09146 -0.2237 0.9041 0.0221
-10.250 0.3648 0.09364 0.09014 -0.2219 0.8996 0.0221
-10.000 0.3719 0.09173 0.08822 -0.2222 0.8957 0.0222
-9.500 0.4012 0.08751 0.08395 -0.2262 0.8905 0.0225
-9.250 0.4182 0.08549 0.08190 -0.2287 0.8883 0.0228
-9.000 0.4194 0.08448 0.08092 -0.2266 0.8838 0.0232
-8.750 0.4273 0.08294 0.07937 -0.2265 0.8797 0.0237
-8.500 0.4393 0.08094 0.07733 -0.2279 0.8765 0.0249
-8.250 0.4545 0.07884 0.07520 -0.2301 0.8738 0.0250
-8.000 0.4584 0.07743 0.07380 -0.2291 0.8699 0.0250
-7.750 0.4620 0.07616 0.07254 -0.2277 0.8654 0.0250
-7.500 0.4699 0.07446 0.07081 -0.2281 0.8614 0.0251
-7.250 0.4837 0.07254 0.06887 -0.2293 0.8586 0.0252
-7.000 0.4916 0.07123 0.06756 -0.2287 0.8553 0.0254
-6.750 0.4922 0.07039 0.06675 -0.2261 0.8507 0.0257
-6.500 0.4993 0.06932 0.06568 -0.2252 0.8467 0.0265
-6.250 0.5093 0.06782 0.06414 -0.2254 0.8432 0.0274
-6.000 0.5114 0.06664 0.06297 -0.2237 0.8394 0.0278
-5.750 0.5023 0.06610 0.06247 -0.2188 0.8340 0.0279
-5.500 0.5057 0.06483 0.06119 -0.2176 0.8298 0.0280
-5.250 0.5188 0.06311 0.05944 -0.2190 0.8265 0.0281
-5.000 0.5145 0.06231 0.05867 -0.2154 0.8220 0.0281
-4.750 0.5076 0.06160 0.05799 -0.2111 0.8169 0.0281
-4.500 0.5165 0.06011 0.05648 -0.2112 0.8129 0.0282
-4.250 0.5330 0.05828 0.05461 -0.2124 0.8102 0.0283
-4.000 0.5310 0.05758 0.05396 -0.2087 0.8060 0.0286
-3.750 0.5290 0.05691 0.05331 -0.2051 0.8014 0.0290
-3.500 0.5399 0.05561 0.05201 -0.2049 0.7976 0.0296
-3.250 0.5599 0.05389 0.05024 -0.2071 0.7946 0.0306
-3.000 0.5716 0.05240 0.04875 -0.2074 0.7910 0.0311
-2.750 0.5747 0.05129 0.04767 -0.2053 0.7863 0.0312
-2.500 0.5919 0.04965 0.04601 -0.2067 0.7825 0.0313
-2.250 0.6225 0.04754 0.04383 -0.2116 0.7795 0.0314
-2.000 0.6469 0.04563 0.04189 -0.2140 0.7771 0.0316
-1.750 0.6518 0.04473 0.04104 -0.2115 0.7730 0.0318
-1.500 0.6661 0.04356 0.03988 -0.2113 0.7691 0.0323
-1.250 0.6910 0.04205 0.03835 -0.2136 0.7658 0.0329
-1.000 0.7270 0.04018 0.03642 -0.2185 0.7631 0.0343
-0.750 0.7728 0.03804 0.03420 -0.2258 0.7610 0.0345
-0.500 0.8147 0.03618 0.03228 -0.2321 0.7581 0.0347
-0.250 0.8367 0.03471 0.03082 -0.2332 0.7543 0.0348
0.000 0.8551 0.03352 0.02964 -0.2331 0.7508 0.0350
0.250 0.8853 0.03228 0.02837 -0.2356 0.7472 0.0354
0.500 0.9084 0.03129 0.02734 -0.2364 0.7398 0.0362
0.750 0.9415 0.03009 0.02609 -0.2394 0.7338 0.0378
1.000 1.0023 0.02826 0.02407 -0.2486 0.7272 0.0382
1.250 1.0319 0.02711 0.02287 -0.2506 0.7192 0.0383
1.500 1.0514 0.02613 0.02184 -0.2501 0.7111 0.0385
1.750 1.0659 0.02563 0.02135 -0.2486 0.7016 0.0388
2.000 1.0874 0.02512 0.02076 -0.2484 0.6898 0.0393
2.250 1.1066 0.02478 0.02032 -0.2477 0.6732 0.0402
2.750 1.1551 0.02411 0.01918 -0.2478 0.6222 0.0423
3.250 1.1475 0.02542 0.02003 -0.2373 0.5417 0.0425
3.500 1.1292 0.02718 0.02143 -0.2296 0.4757 0.0425
3.750 1.0945 0.03029 0.02394 -0.2195 0.3618 0.0425
4.000 1.0708 0.03310 0.02619 -0.2119 0.2395 0.0425
4.250 1.0457 0.03634 0.02878 -0.2044 0.0443 0.0426
4.500 1.0625 0.03659 0.02899 -0.2035 0.0310 0.0429
4.750 1.0822 0.03678 0.02914 -0.2030 0.0277 0.0435
5.000 1.1048 0.03687 0.02919 -0.2030 0.0265 0.0445
5.750 1.1807 0.03683 0.02889 -0.2036 0.0239 0.0461
6.000 1.2038 0.03687 0.02882 -0.2034 0.0233 0.0439
6.250 1.2287 0.03681 0.02859 -0.2033 0.0228 0.0434
6.500 1.2507 0.03696 0.02857 -0.2027 0.0225 0.0434
6.750 1.2676 0.03759 0.02916 -0.2014 0.0222 0.0444
7.000 1.2868 0.03798 0.02938 -0.2003 0.0219 0.0446
7.250 1.3034 0.03862 0.02989 -0.1989 0.0216 0.0445
7.500 1.3187 0.03942 0.03060 -0.1973 0.0214 0.0450
7.750 1.3330 0.04034 0.03147 -0.1956 0.0213 0.0453
8.000 1.3456 0.04145 0.03254 -0.1938 0.0210 0.0457
8.250 1.3584 0.04257 0.03364 -0.1920 0.0207 0.0460
8.500 1.3704 0.04379 0.03484 -0.1901 0.0205 0.0466
8.750 1.3822 0.04506 0.03611 -0.1883 0.0201 0.0469
9.000 1.3932 0.04641 0.03747 -0.1864 0.0199 0.0471
9.250 1.4040 0.04778 0.03889 -0.1845 0.0198 0.0474
9.500 1.4137 0.04931 0.04046 -0.1826 0.0196 0.0475
9.750 1.4235 0.05087 0.04206 -0.1808 0.0194 0.0479
10.000 1.4330 0.05247 0.04371 -0.1789 0.0193 0.0484
10.250 1.4411 0.05427 0.04556 -0.1770 0.0192 0.0489
10.500 1.4500 0.05601 0.04734 -0.1752 0.0190 0.0496
10.750 1.4584 0.05783 0.04921 -0.1734 0.0189 0.0500
11.000 1.4657 0.05979 0.05122 -0.1716 0.0187 0.0508
11.250 1.4737 0.06171 0.05318 -0.1698 0.0186 0.0516
11.500 1.4810 0.06371 0.05523 -0.1681 0.0185 0.0524
11.750 1.4885 0.06574 0.05731 -0.1663 0.0183 0.0540
12.000 1.4991 0.06738 0.05901 -0.1648 0.0182 0.0561
12.250 1.5106 0.06893 0.06060 -0.1634 0.0182 0.0579
12.500 1.5225 0.07043 0.06216 -0.1621 0.0181 0.0621
13.000 1.5477 0.07334 0.06536 -0.1596 0.0177 0.2035
14.000 1.6071 0.07836 0.07120 -0.1560 0.0169 1.0000
14.250 1.6218 0.07946 0.07235 -0.1547 0.0167 1.0000
14.500 1.6368 0.08054 0.07347 -0.1535 0.0165 1.0000
14.750 1.6521 0.08160 0.07458 -0.1524 0.0163 1.0000
15.000 1.6675 0.08265 0.07569 -0.1513 0.0162 1.0000
15.250 1.6825 0.08377 0.07687 -0.1502 0.0160 1.0000
15.500 1.6970 0.08496 0.07811 -0.1491 0.0159 1.0000
15.750 1.7109 0.08621 0.07943 -0.1481 0.0157 1.0000
16.000 1.7242 0.08755 0.08085 -0.1470 0.0156 1.0000
16.250 1.7365 0.08899 0.08236 -0.1460 0.0154 1.0000
16.500 1.7481 0.09052 0.08397 -0.1450 0.0153 1.0000
16.750 1.7588 0.09214 0.08567 -0.1440 0.0152 1.0000
17.000 1.7689 0.09383 0.08745 -0.1430 0.0151 1.0000
17.250 1.7780 0.09562 0.08932 -0.1421 0.0150 1.0000
17.500 1.7871 0.09744 0.09122 -0.1412 0.0148 1.0000
17.750 1.7965 0.09949 0.09342 -0.1403 0.0146 1.0000
18.000 1.7969 0.10231 0.09645 -0.1393 0.0145 1.0000
18.250 1.7980 0.10521 0.09959 -0.1383 0.0143 1.0000
18.500 1.7981 0.10841 0.10305 -0.1374 0.0141 1.0000
18.750 1.7948 0.11212 0.10703 -0.1366 0.0139 1.0000
19.000 1.7888 0.11620 0.11139 -0.1360 0.0137 1.0000
19.250 1.7795 0.12068 0.11612 -0.1357 0.0136 1.0000
19.500 1.7678 0.12552 0.12121 -0.1357 0.0134 1.0000
19.750 1.7541 0.13068 0.12661 -0.1361 0.0133 1.0000
20.000 1.7388 0.13614 0.13229 -0.1369 0.0132 1.0000
20.250 1.7219 0.14196 0.13833 -0.1381 0.0131 1.0000
20.500 1.7032 0.14828 0.14486 -0.1400 0.0130 1.0000
20.750 1.6828 0.15512 0.15192 -0.1425 0.0130 1.0000
21.000 1.6606 0.16263 0.15964 -0.1459 0.0129 1.0000
21.250 1.6363 0.17101 0.16823 -0.1502 0.0129 1.0000
21.500 1.6086 0.18079 0.17822 -0.1560 0.0129 1.0000
21.750 1.5731 0.19372 0.19138 -0.1647 0.0128 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)