Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 42.53 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-140-050-gn-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 0.1851 0.10960 0.10494 -0.1605 0.8808 0.0298
-9.000 0.1947 0.10750 0.10283 -0.1615 0.8784 0.0305
-8.750 0.2076 0.10512 0.10043 -0.1634 0.8767 0.0310
-8.500 0.2215 0.10275 0.09803 -0.1658 0.8754 0.0313
-8.250 0.2370 0.10031 0.09557 -0.1685 0.8744 0.0313
-8.000 0.2109 0.10146 0.09679 -0.1594 0.8644 0.0313
-7.750 0.2201 0.09957 0.09488 -0.1603 0.8619 0.0314
-7.500 0.2335 0.09686 0.09216 -0.1618 0.8605 0.0316
-7.250 0.2482 0.09441 0.08970 -0.1635 0.8593 0.0318
-7.000 0.2253 0.09524 0.09060 -0.1555 0.8505 0.0319
-6.750 0.2294 0.09376 0.08912 -0.1545 0.8468 0.0323
-6.500 0.2406 0.09180 0.08716 -0.1554 0.8449 0.0331
-6.250 0.2529 0.08970 0.08504 -0.1568 0.8434 0.0338
-6.000 0.2210 0.09123 0.08665 -0.1467 0.8331 0.0338
-5.750 0.2243 0.08980 0.08522 -0.1457 0.8298 0.0341
-5.500 0.2324 0.08796 0.08336 -0.1461 0.8278 0.0344
-5.250 0.2071 0.08892 0.08439 -0.1382 0.8186 0.0344
-5.000 0.2098 0.08754 0.08301 -0.1373 0.8144 0.0345
-4.750 0.2235 0.08535 0.08080 -0.1390 0.8124 0.0346
-4.500 0.2417 0.08294 0.07836 -0.1421 0.8109 0.0347
-4.250 0.2108 0.08439 0.07989 -0.1330 0.7996 0.0347
-4.000 0.2245 0.08207 0.07757 -0.1345 0.7973 0.0348
-3.750 0.2393 0.07936 0.07485 -0.1352 0.7959 0.0351
-3.500 0.2590 0.07691 0.07237 -0.1375 0.7948 0.0356
-3.250 0.2323 0.07809 0.07364 -0.1296 0.7836 0.0358
-3.000 0.2494 0.07595 0.07148 -0.1315 0.7814 0.0364
-2.750 0.2721 0.07350 0.06899 -0.1346 0.7799 0.0370
-2.500 0.2991 0.07091 0.06637 -0.1387 0.7788 0.0376
-2.250 0.2840 0.07147 0.06698 -0.1337 0.7687 0.0378
-2.000 0.3103 0.06937 0.06483 -0.1378 0.7661 0.0381
-1.750 0.3529 0.06694 0.06233 -0.1461 0.7647 0.0383
-1.500 0.3709 0.06412 0.05951 -0.1468 0.7635 0.0385
-1.250 0.3986 0.06164 0.05700 -0.1499 0.7626 0.0390
-1.000 0.4339 0.05913 0.05444 -0.1548 0.7618 0.0398
-0.750 0.4209 0.06001 0.05539 -0.1500 0.7511 0.0399
-0.500 0.4568 0.05780 0.05314 -0.1550 0.7495 0.0408
-0.250 0.5057 0.05541 0.05067 -0.1629 0.7486 0.0419
0.250 0.5898 0.05063 0.04579 -0.1747 0.7470 0.0430
0.500 0.6306 0.04855 0.04367 -0.1799 0.7463 0.0439
0.750 0.6778 0.04648 0.04155 -0.1864 0.7458 0.0453
1.000 0.7601 0.04461 0.03949 -0.2007 0.7457 0.0469
1.250 0.7851 0.04225 0.03717 -0.2017 0.7450 0.0475
1.500 0.8286 0.04042 0.03530 -0.2066 0.7445 0.0488
1.750 0.8814 0.03865 0.03346 -0.2135 0.7441 0.0509
2.500 0.9598 0.03722 0.03200 -0.2179 0.7306 0.0534
2.750 1.0237 0.03493 0.02960 -0.2256 0.7291 0.0574
3.000 1.0535 0.03486 0.02940 -0.2270 0.7181 0.0582
3.250 1.0883 0.03224 0.02674 -0.2288 0.7062 0.0591
3.500 1.1319 0.03039 0.02477 -0.2321 0.6945 0.0610
3.750 1.1472 0.03052 0.02487 -0.2305 0.6821 0.0635
4.000 1.1796 0.02970 0.02391 -0.2319 0.6668 0.0662
4.250 1.2046 0.02891 0.02297 -0.2316 0.6408 0.0682
4.500 1.2224 0.02874 0.02241 -0.2298 0.5887 0.0705
4.750 1.2290 0.03017 0.02312 -0.2258 0.5154 0.0734
5.000 1.2016 0.03278 0.02521 -0.2172 0.4297 0.0735
5.250 1.1731 0.03607 0.02796 -0.2090 0.3311 0.0735
5.500 1.1432 0.03993 0.03120 -0.2014 0.1946 0.0735
5.750 1.1248 0.04309 0.03387 -0.1958 0.0520 0.0737
6.000 1.1370 0.04367 0.03444 -0.1945 0.0416 0.0746
6.250 1.1525 0.04428 0.03506 -0.1934 0.0382 0.0760
6.500 1.1703 0.04491 0.03568 -0.1925 0.0363 0.0776
6.750 1.1916 0.04562 0.03628 -0.1921 0.0349 0.0846
7.000 1.2039 0.04653 0.03726 -0.1906 0.0338 0.0868
7.250 1.2190 0.04749 0.03822 -0.1894 0.0329 0.0887
7.500 1.2546 0.04710 0.03730 -0.1903 0.0325 0.0573
7.750 1.2698 0.04808 0.03822 -0.1889 0.0320 0.0571
8.000 1.2841 0.04923 0.03925 -0.1874 0.0314 0.0579
8.250 1.2961 0.05056 0.04060 -0.1859 0.0309 0.0587
8.500 1.3066 0.05203 0.04210 -0.1841 0.0305 0.0592
8.750 1.3168 0.05358 0.04362 -0.1823 0.0301 0.0590
9.000 1.3262 0.05526 0.04529 -0.1805 0.0298 0.0590
9.250 1.3351 0.05705 0.04708 -0.1787 0.0295 0.0593
9.500 1.3438 0.05897 0.04901 -0.1770 0.0292 0.0595
9.750 1.3529 0.06091 0.05098 -0.1754 0.0289 0.0599
10.000 1.3620 0.06289 0.05297 -0.1739 0.0287 0.0605
10.250 1.3707 0.06490 0.05497 -0.1723 0.0283 0.0612
10.500 1.3796 0.06686 0.05693 -0.1707 0.0279 0.0622
10.750 1.3888 0.06874 0.05879 -0.1691 0.0274 0.0639
11.000 1.4014 0.07024 0.06037 -0.1677 0.0270 0.0662
11.250 1.4140 0.07171 0.06188 -0.1663 0.0268 0.0678
11.500 1.4275 0.07307 0.06327 -0.1649 0.0265 0.0694
11.750 1.4422 0.07429 0.06450 -0.1636 0.0263 0.0719
12.000 1.4582 0.07536 0.06560 -0.1622 0.0261 0.0756
12.500 1.4952 0.07704 0.06745 -0.1600 0.0256 0.1598
12.750 1.5148 0.07717 0.06823 -0.1589 0.0254 1.0000
13.000 1.5360 0.07773 0.06879 -0.1578 0.0252 1.0000
13.250 1.5581 0.07826 0.06934 -0.1568 0.0250 1.0000
13.500 1.5794 0.07891 0.07002 -0.1558 0.0246 1.0000
13.750 1.5997 0.07969 0.07082 -0.1548 0.0241 1.0000
14.000 1.6199 0.08051 0.07165 -0.1540 0.0236 1.0000
14.250 1.6413 0.08129 0.07244 -0.1532 0.0233 1.0000
14.500 1.6659 0.08198 0.07317 -0.1526 0.0230 1.0000
14.750 1.6937 0.08269 0.07393 -0.1522 0.0228 1.0000
15.000 1.7271 0.08355 0.07485 -0.1523 0.0226 1.0000
15.250 1.7393 0.08550 0.07701 -0.1509 0.0224 1.0000
15.500 1.7503 0.08764 0.07937 -0.1496 0.0223 1.0000
15.750 1.7599 0.08997 0.08196 -0.1482 0.0222 1.0000
16.000 1.7674 0.09253 0.08476 -0.1467 0.0222 1.0000
16.250 1.7716 0.09535 0.08782 -0.1451 0.0221 1.0000
16.500 1.7712 0.09846 0.09121 -0.1435 0.0219 1.0000
16.750 1.7675 0.10180 0.09483 -0.1418 0.0217 1.0000
17.000 1.7607 0.10545 0.09876 -0.1402 0.0215 1.0000
17.250 1.7524 0.10926 0.10285 -0.1388 0.0213 1.0000
17.500 1.7432 0.11320 0.10706 -0.1376 0.0211 1.0000
17.750 1.7329 0.11737 0.11147 -0.1368 0.0211 1.0000
18.000 1.7211 0.12176 0.11612 -0.1362 0.0210 1.0000
18.250 1.7078 0.12638 0.12099 -0.1359 0.0210 1.0000
18.500 1.6931 0.13128 0.12612 -0.1361 0.0210 1.0000
18.750 1.6770 0.13649 0.13156 -0.1367 0.0210 1.0000
19.000 1.6598 0.14202 0.13731 -0.1378 0.0210 1.0000
19.250 1.6418 0.14791 0.14342 -0.1395 0.0211 1.0000
19.500 1.6226 0.15427 0.14999 -0.1418 0.0211 1.0000
19.750 1.6026 0.16113 0.15706 -0.1448 0.0212 1.0000
20.000 1.5817 0.16860 0.16472 -0.1486 0.0213 1.0000
20.250 1.5597 0.17688 0.17318 -0.1535 0.0214 1.0000
20.500 1.5374 0.18602 0.18249 -0.1593 0.0215 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)