Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.15 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-060-050-gn-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.750 -0.3096 0.12057 0.11234 -0.0267 1.0000 0.1400
-5.500 -0.3141 0.11901 0.11086 -0.0258 1.0000 0.1423
-5.250 -0.3319 0.11858 0.11052 -0.0255 1.0000 0.1444
-4.750 -0.3286 0.11355 0.10566 -0.0225 1.0000 0.1471
-4.500 -0.3242 0.11129 0.10348 -0.0206 1.0000 0.1497
-4.250 -0.3278 0.10962 0.10189 -0.0190 1.0000 0.1523
-4.000 -0.3405 0.10851 0.10088 -0.0175 1.0000 0.1553
-3.750 -0.3692 0.10837 0.10084 -0.0158 1.0000 0.1570
-3.500 -0.3989 0.10792 0.10048 -0.0154 1.0000 0.1578
-3.250 -0.3914 0.10463 0.09728 -0.0130 1.0000 0.1588
-3.000 -0.3824 0.10181 0.09455 -0.0103 1.0000 0.1605
-2.750 -0.3821 0.09968 0.09249 -0.0084 1.0000 0.1626
-2.500 -0.3862 0.09774 0.09063 -0.0071 1.0000 0.1652
-2.250 -0.3970 0.09602 0.08895 -0.0075 1.0000 0.1695
-2.000 -0.3978 0.09321 0.08612 -0.0123 0.9969 0.1728
-1.750 -0.3779 0.09010 0.08312 -0.0106 0.9937 0.1759
-1.500 -0.3603 0.08742 0.08047 -0.0128 0.9882 0.1819
-1.250 -0.3418 0.08406 0.07703 -0.0203 0.9808 0.1889
-1.000 -0.3253 0.08130 0.07436 -0.0194 0.9760 0.1921
-0.750 -0.3015 0.07922 0.07206 -0.0284 0.9679 0.2041
-0.500 -0.2866 0.07580 0.06881 -0.0265 0.9635 0.2063
-0.250 -0.2689 0.07336 0.06647 -0.0260 0.9579 0.2113
0.000 -0.2442 0.07079 0.06385 -0.0304 0.9524 0.2246
0.250 -0.2299 0.06869 0.06183 -0.0293 0.9460 0.2313
0.500 -0.2086 0.06633 0.05948 -0.0314 0.9399 0.2455
0.750 -0.1861 0.06427 0.05742 -0.0334 0.9343 0.2629
1.000 -0.1693 0.06222 0.05547 -0.0327 0.9274 0.2700
1.250 -0.1385 0.05990 0.05320 -0.0349 0.9202 0.2906
1.750 -0.0083 0.04999 0.04173 -0.0543 0.8889 0.1383
2.000 0.0540 0.04641 0.03767 -0.0595 0.8659 0.1341
2.250 0.1056 0.04345 0.03460 -0.0623 0.8434 0.1345
2.500 0.1393 0.04130 0.03225 -0.0620 0.8199 0.1331
2.750 0.1707 0.03910 0.03001 -0.0610 0.7915 0.1324
3.000 0.2003 0.03697 0.02780 -0.0593 0.7550 0.1319
3.250 0.2270 0.03516 0.02581 -0.0569 0.6981 0.1325
3.500 0.2755 0.03540 0.02281 -0.0573 0.1816 0.1340
3.750 0.2915 0.03535 0.02247 -0.0552 0.1598 0.1344
4.000 0.3094 0.03522 0.02209 -0.0533 0.1492 0.1344
4.250 0.3283 0.03504 0.02175 -0.0514 0.1422 0.1344
4.500 0.3467 0.03498 0.02152 -0.0495 0.1377 0.1345
4.750 0.3664 0.03485 0.02138 -0.0478 0.1341 0.1354
5.000 0.3866 0.03486 0.02134 -0.0461 0.1310 0.1370
5.250 0.4079 0.03494 0.02133 -0.0447 0.1284 0.1387
5.500 0.4305 0.03510 0.02135 -0.0433 0.1261 0.1400
5.750 0.4562 0.03519 0.02134 -0.0423 0.1238 0.1408
6.000 0.4855 0.03528 0.02137 -0.0417 0.1210 0.1416
6.250 0.5222 0.03552 0.02144 -0.0423 0.1180 0.1428
6.500 0.5667 0.03593 0.02161 -0.0441 0.1153 0.1451
6.750 0.6138 0.03634 0.02196 -0.0464 0.1136 0.1491
7.000 0.6554 0.03683 0.02246 -0.0477 0.1124 0.1525
7.250 0.6939 0.03747 0.02309 -0.0485 0.1112 0.1551
7.500 0.7287 0.03822 0.02383 -0.0489 0.1100 0.1578
7.750 0.7598 0.03898 0.02469 -0.0488 0.1085 0.1611
8.000 0.7892 0.03988 0.02563 -0.0485 0.1070 0.1664
8.250 0.8179 0.04090 0.02663 -0.0482 0.1055 0.1732
8.500 0.8462 0.04205 0.02781 -0.0479 0.1044 0.1814
8.750 0.8736 0.04336 0.02920 -0.0475 0.1038 0.1908
9.000 0.8970 0.04462 0.03073 -0.0463 0.1034 0.2059
9.250 0.9190 0.04580 0.03239 -0.0451 0.1031 0.2582
9.750 0.9651 0.04812 0.03632 -0.0431 0.1018 1.0000
10.000 0.9790 0.04994 0.03829 -0.0407 0.1010 1.0000
10.250 0.9912 0.05185 0.04036 -0.0383 0.1002 1.0000
10.500 1.0019 0.05388 0.04255 -0.0357 0.0995 1.0000
10.750 1.0106 0.05606 0.04491 -0.0331 0.0992 1.0000
11.000 1.0167 0.05840 0.04746 -0.0304 0.0992 1.0000
11.250 1.0196 0.06089 0.05016 -0.0274 0.0992 1.0000
11.500 1.0194 0.06349 0.05298 -0.0243 0.0993 1.0000
11.750 1.0153 0.06623 0.05595 -0.0211 0.0995 1.0000
12.000 1.0073 0.06907 0.05899 -0.0178 0.0995 1.0000
12.250 0.9935 0.07193 0.06205 -0.0141 0.0996 1.0000
12.500 0.9745 0.07503 0.06535 -0.0105 0.0997 1.0000
12.750 0.9517 0.07860 0.06911 -0.0078 0.0999 1.0000
13.000 0.9247 0.08291 0.07362 -0.0062 0.1003 1.0000
13.250 0.8928 0.08823 0.07913 -0.0062 0.1008 1.0000
13.500 0.8588 0.09483 0.08592 -0.0083 0.1014 1.0000
13.750 0.8293 0.10234 0.09358 -0.0120 0.1022 1.0000
14.000 0.8090 0.10987 0.10118 -0.0162 0.1029 1.0000
14.250 0.8032 0.11572 0.10703 -0.0189 0.1036 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)