Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 39.08 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-120-050-gn-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-200000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 0.0875 0.10980 0.10516 -0.1407 0.9116 0.0348
-8.750 0.0936 0.10799 0.10334 -0.1413 0.9080 0.0349
-8.500 0.1069 0.10514 0.10049 -0.1426 0.9063 0.0351
-8.250 0.1219 0.10254 0.09788 -0.1447 0.9048 0.0354
-8.000 0.1385 0.09995 0.09528 -0.1472 0.9036 0.0360
-7.750 0.1559 0.09731 0.09261 -0.1502 0.9025 0.0367
-7.500 0.1435 0.09713 0.09249 -0.1448 0.8943 0.0369
-7.250 0.1529 0.09511 0.09046 -0.1456 0.8911 0.0374
-7.000 0.1671 0.09277 0.08811 -0.1478 0.8891 0.0379
-6.750 0.1829 0.09034 0.08566 -0.1506 0.8874 0.0381
-6.500 0.2004 0.08799 0.08328 -0.1541 0.8860 0.0383
-6.250 0.1732 0.08890 0.08426 -0.1450 0.8751 0.0383
-6.000 0.1849 0.08660 0.08196 -0.1463 0.8727 0.0385
-5.750 0.2016 0.08389 0.07925 -0.1479 0.8712 0.0388
-5.500 0.1838 0.08400 0.07941 -0.1412 0.8630 0.0389
-5.250 0.1851 0.08270 0.07812 -0.1394 0.8582 0.0392
-5.000 0.1997 0.08044 0.07586 -0.1411 0.8560 0.0396
-4.750 0.2189 0.07796 0.07335 -0.1439 0.8543 0.0402
-4.500 0.1930 0.07860 0.07407 -0.1355 0.8438 0.0402
-4.250 0.2062 0.07657 0.07203 -0.1368 0.8408 0.0408
-4.000 0.2263 0.07420 0.06963 -0.1400 0.8388 0.0416
-3.750 0.2555 0.07179 0.06716 -0.1466 0.8373 0.0420
-3.500 0.2283 0.07257 0.06801 -0.1380 0.8256 0.0421
-3.000 0.2706 0.06726 0.06267 -0.1430 0.8221 0.0424
-2.750 0.2951 0.06464 0.06003 -0.1457 0.8210 0.0428
-2.500 0.2726 0.06510 0.06055 -0.1381 0.8099 0.0429
-2.250 0.2957 0.06290 0.05834 -0.1407 0.8077 0.0434
-2.000 0.3245 0.06050 0.05591 -0.1445 0.8061 0.0443
-1.750 0.3668 0.05795 0.05328 -0.1520 0.8050 0.0461
-1.500 0.3748 0.05744 0.05276 -0.1519 0.7969 0.0463
-1.250 0.4019 0.05544 0.05073 -0.1554 0.7932 0.0464
-1.000 0.4212 0.05304 0.04834 -0.1557 0.7912 0.0467
-0.750 0.4502 0.05080 0.04608 -0.1584 0.7897 0.0473
-0.500 0.4870 0.04858 0.04383 -0.1629 0.7887 0.0483
-0.250 0.5533 0.04637 0.04146 -0.1746 0.7881 0.0511
0.000 0.5940 0.04382 0.03887 -0.1796 0.7873 0.0513
0.250 0.6256 0.04161 0.03666 -0.1822 0.7865 0.0519
0.750 0.6455 0.04037 0.03546 -0.1786 0.7735 0.0533
1.250 0.7458 0.03644 0.03137 -0.1912 0.7718 0.0572
1.500 0.7999 0.03376 0.02862 -0.1974 0.7694 0.0585
1.750 0.7985 0.03367 0.02856 -0.1926 0.7575 0.0593
2.250 0.8982 0.02932 0.02387 -0.2024 0.7347 0.0637
2.500 0.9124 0.02871 0.02327 -0.2003 0.7223 0.0651
3.000 0.9843 0.02640 0.02049 -0.2037 0.6782 0.0704
3.250 1.0024 0.02565 0.01946 -0.2020 0.6262 0.0714
3.500 0.9993 0.02626 0.01950 -0.1962 0.5404 0.0720
3.750 0.9710 0.02838 0.02091 -0.1865 0.4240 0.0720
4.000 0.9414 0.03111 0.02289 -0.1774 0.2755 0.0721
4.250 0.9175 0.03392 0.02495 -0.1698 0.0775 0.0722
4.500 0.9313 0.03430 0.02517 -0.1681 0.0506 0.0739
4.750 0.9580 0.03419 0.02485 -0.1682 0.0464 0.0793
5.000 0.9741 0.03424 0.02495 -0.1668 0.0437 0.0808
5.250 0.9921 0.03439 0.02509 -0.1656 0.0421 0.0829
5.500 1.0115 0.03455 0.02520 -0.1645 0.0408 0.0850
5.750 1.0302 0.03471 0.02528 -0.1633 0.0397 0.0832
6.000 1.0613 0.03364 0.02376 -0.1633 0.0392 0.0609
6.250 1.0798 0.03390 0.02388 -0.1619 0.0385 0.0619
6.500 1.0960 0.03435 0.02427 -0.1602 0.0381 0.0616
6.750 1.1112 0.03492 0.02477 -0.1585 0.0375 0.0614
7.000 1.1251 0.03563 0.02542 -0.1565 0.0370 0.0614
7.250 1.1382 0.03646 0.02620 -0.1545 0.0365 0.0614
7.500 1.1506 0.03740 0.02709 -0.1525 0.0360 0.0616
7.750 1.1624 0.03844 0.02807 -0.1505 0.0355 0.0624
8.000 1.1741 0.03954 0.02914 -0.1485 0.0349 0.0632
8.250 1.1845 0.04077 0.03037 -0.1465 0.0342 0.0642
8.500 1.1938 0.04213 0.03171 -0.1443 0.0337 0.0645
8.750 1.2036 0.04351 0.03308 -0.1422 0.0334 0.0648
9.000 1.2166 0.04465 0.03423 -0.1404 0.0332 0.0652
9.250 1.2305 0.04581 0.03541 -0.1389 0.0329 0.0657
9.500 1.2455 0.04696 0.03659 -0.1374 0.0327 0.0664
9.750 1.2617 0.04807 0.03773 -0.1361 0.0325 0.0674
10.000 1.2786 0.04913 0.03881 -0.1349 0.0322 0.0684
10.250 1.2966 0.05012 0.03980 -0.1336 0.0320 0.0696
10.500 1.3157 0.05101 0.04074 -0.1324 0.0317 0.0721
10.750 1.3357 0.05185 0.04162 -0.1313 0.0314 0.0762
11.000 1.3561 0.05268 0.04246 -0.1303 0.0309 0.0798
11.250 1.3769 0.05350 0.04331 -0.1293 0.0304 0.0858
11.500 1.3984 0.05432 0.04416 -0.1284 0.0298 0.1030
12.000 1.4476 0.05532 0.04599 -0.1276 0.0291 1.0000
12.250 1.4724 0.05615 0.04680 -0.1270 0.0288 1.0000
12.500 1.4994 0.05700 0.04765 -0.1266 0.0285 1.0000
12.750 1.5296 0.05793 0.04856 -0.1265 0.0283 1.0000
13.000 1.5681 0.05904 0.04966 -0.1273 0.0280 1.0000
13.250 1.5881 0.06056 0.05134 -0.1263 0.0279 1.0000
13.500 1.6058 0.06228 0.05325 -0.1250 0.0277 1.0000
13.750 1.6192 0.06419 0.05538 -0.1234 0.0274 1.0000
14.000 1.6302 0.06630 0.05773 -0.1216 0.0271 1.0000
14.250 1.6395 0.06857 0.06025 -0.1198 0.0267 1.0000
14.500 1.6476 0.07103 0.06294 -0.1179 0.0264 1.0000
14.750 1.6536 0.07371 0.06585 -0.1160 0.0262 1.0000
15.000 1.6566 0.07659 0.06897 -0.1139 0.0261 1.0000
15.250 1.6565 0.07968 0.07229 -0.1117 0.0260 1.0000
15.500 1.6530 0.08299 0.07586 -0.1095 0.0259 1.0000
15.750 1.6467 0.08653 0.07966 -0.1073 0.0258 1.0000
16.000 1.6379 0.09027 0.08364 -0.1053 0.0257 1.0000
16.250 1.6269 0.09423 0.08786 -0.1034 0.0257 1.0000
16.500 1.6140 0.09844 0.09232 -0.1018 0.0257 1.0000
16.750 1.5993 0.10292 0.09704 -0.1006 0.0257 1.0000
17.000 1.5829 0.10770 0.10207 -0.0997 0.0257 1.0000
17.250 1.5650 0.11274 0.10734 -0.0994 0.0257 1.0000
17.500 1.5460 0.11810 0.11293 -0.0996 0.0256 1.0000
17.750 1.5260 0.12385 0.11890 -0.1004 0.0256 1.0000
18.000 1.5045 0.13012 0.12540 -0.1020 0.0256 1.0000
18.250 1.4814 0.13705 0.13255 -0.1045 0.0256 1.0000
18.500 1.4561 0.14493 0.14064 -0.1081 0.0257 1.0000
18.750 1.4285 0.15405 0.14998 -0.1131 0.0258 1.0000
19.000 1.3968 0.16539 0.16153 -0.1204 0.0260 1.0000
19.250 1.3587 0.18139 0.17774 -0.1319 0.0263 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)