Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 14.96 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-180-050-gn-100000.txt Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2393 0.19062 0.18648 -0.0461 0.9061 0.0302
-8.500 -0.2393 0.18887 0.18474 -0.0455 0.9014 0.0304
-8.250 -0.2317 0.18715 0.18301 -0.0469 0.8983 0.0307
-8.000 -0.2203 0.18566 0.18150 -0.0492 0.8962 0.0311
-7.750 -0.2069 0.18495 0.18075 -0.0521 0.8950 0.0316
-7.500 -0.2346 0.18344 0.17934 -0.0446 0.8898 0.0316
-7.250 -0.2321 0.18202 0.17791 -0.0447 0.8857 0.0318
-6.750 -0.1820 0.17268 0.16894 -0.0425 0.8540 0.0321
-6.500 -0.1748 0.17065 0.16689 -0.0435 0.8523 0.0324
-6.250 -0.1665 0.16951 0.16572 -0.0451 0.8511 0.0326
-6.000 -0.2306 0.17568 0.17161 -0.0428 0.8697 0.0322
-5.750 -0.2221 0.17354 0.16945 -0.0440 0.8675 0.0324
-5.500 -0.2111 0.17238 0.16827 -0.0460 0.8660 0.0327
-5.250 -0.2358 0.17135 0.16731 -0.0396 0.8613 0.0327
-5.000 -0.2375 0.16987 0.16585 -0.0386 0.8565 0.0330
-4.750 -0.2337 0.16851 0.16448 -0.0389 0.8536 0.0333
-4.500 -0.2268 0.16749 0.16343 -0.0399 0.8517 0.0337
-4.250 -0.2224 0.16697 0.16290 -0.0404 0.8503 0.0341
-4.000 -0.2487 0.16535 0.16136 -0.0339 0.8433 0.0341
-3.750 -0.2433 0.16368 0.15968 -0.0346 0.8396 0.0345
-3.500 -0.2323 0.16216 0.15813 -0.0367 0.8373 0.0349
-3.250 -0.2161 0.16123 0.15717 -0.0400 0.8358 0.0351
-3.000 -0.2378 0.15997 0.15598 -0.0349 0.8314 0.0352
-2.750 -0.2315 0.15856 0.15457 -0.0362 0.8261 0.0353
-2.250 -0.1973 0.15510 0.15105 -0.0432 0.8211 0.0355
-2.000 -0.1817 0.15289 0.14881 -0.0454 0.8201 0.0358
-1.750 -0.2083 0.15099 0.14699 -0.0393 0.8141 0.0358
-1.500 -0.1982 0.14865 0.14464 -0.0406 0.8098 0.0364
-1.250 -0.1792 0.14667 0.14262 -0.0440 0.8070 0.0369
-1.000 -0.1545 0.14508 0.14098 -0.0486 0.8054 0.0375
-0.750 -0.1492 0.14379 0.13970 -0.0494 0.8037 0.0379
-0.500 -0.1533 0.14175 0.13768 -0.0481 0.7972 0.0381
-0.250 -0.1305 0.13983 0.13572 -0.0524 0.7935 0.0387
0.000 -0.0925 0.13863 0.13445 -0.0604 0.7910 0.0392
0.250 -0.0418 0.13828 0.13401 -0.0715 0.7895 0.0395
0.500 -0.0549 0.13619 0.13198 -0.0680 0.7860 0.0395
0.750 -0.0506 0.13348 0.12928 -0.0676 0.7807 0.0398
1.000 -0.0290 0.13139 0.12715 -0.0708 0.7774 0.0406
1.250 0.0059 0.12993 0.12563 -0.0771 0.7751 0.0415
1.500 0.0502 0.12920 0.12482 -0.0853 0.7737 0.0426
1.750 0.0449 0.12785 0.12352 -0.0841 0.7692 0.0429
2.000 0.0841 0.12722 0.12281 -0.0919 0.7641 0.0437
2.250 0.1376 0.12684 0.12234 -0.1026 0.7610 0.0441
2.500 0.1604 0.12471 0.12020 -0.1051 0.7590 0.0449
2.750 0.2055 0.12461 0.12003 -0.1128 0.7577 0.0464
3.000 0.1962 0.12333 0.11880 -0.1108 0.7517 0.0467
3.250 0.2348 0.12288 0.11831 -0.1176 0.7473 0.0481
3.750 0.3420 0.12350 0.11876 -0.1367 0.7426 0.0500
4.000 0.3885 0.12424 0.11944 -0.1439 0.7415 0.0521
4.250 0.3717 0.12284 0.11812 -0.1407 0.7337 0.0523
4.500 0.4220 0.12389 0.11910 -0.1494 0.7299 0.0548
4.750 0.4840 0.12545 0.12056 -0.1603 0.7275 0.0560
5.000 0.5229 0.12587 0.12095 -0.1655 0.7260 0.0577
5.250 0.5191 0.12575 0.12090 -0.1646 0.7205 0.0584
5.500 0.5540 0.12657 0.12168 -0.1699 0.7153 0.0607
5.750 0.6148 0.12902 0.12404 -0.1801 0.7123 0.0636
6.000 0.6518 0.12981 0.12482 -0.1846 0.7104 0.0660
6.250 0.7103 0.13308 0.12801 -0.1933 0.7092 0.0704
6.500 0.6907 0.13220 0.12723 -0.1901 0.7005 0.0706
6.750 0.7404 0.13452 0.12948 -0.1977 0.6969 0.0728
7.000 0.7736 0.13555 0.13053 -0.2013 0.6947 0.0759
7.250 0.8439 0.14063 0.13546 -0.2116 0.6931 0.0830
7.500 0.8255 0.14002 0.13495 -0.2088 0.6852 0.0831
7.750 0.8469 0.14043 0.13542 -0.2106 0.6815 0.0855
8.000 0.8852 0.14255 0.13753 -0.2149 0.6788 0.0914
8.250 0.9365 0.14595 0.14088 -0.2213 0.6770 0.0964
8.500 0.9253 0.14640 0.14142 -0.2197 0.6707 0.0973
8.750 0.9496 0.14790 0.14294 -0.2219 0.6657 0.1033
9.000 0.9872 0.15027 0.14530 -0.2260 0.6627 0.1108
9.250 1.0340 0.15390 0.14887 -0.2308 0.6607 0.1219
9.500 1.0261 0.15471 0.14979 -0.2299 0.6556 0.1229
9.750 1.0426 0.15590 0.15106 -0.2309 0.6497 0.1290
10.000 1.0758 0.15824 0.15340 -0.2339 0.6464 0.1389
10.250 1.1294 0.16177 0.15696 -0.2382 0.6429 0.1562
10.500 1.1412 0.16052 0.15574 -0.2378 0.6246 0.1681
10.750 1.4941 0.09987 0.09215 -0.2361 0.2293 0.5531
11.000 1.4672 0.10661 0.09826 -0.2329 0.1034 0.5546
11.250 1.4666 0.11036 0.10177 -0.2316 0.0764 0.5683
11.500 1.4766 0.11296 0.10438 -0.2309 0.0711 0.5709
11.750 1.4867 0.11562 0.10708 -0.2303 0.0680 0.5466
12.000 1.5128 0.11904 0.11018 -0.2315 0.0659 0.1920
12.250 1.5236 0.12178 0.11284 -0.2309 0.0643 0.1602
12.500 1.5339 0.12427 0.11530 -0.2301 0.0634 0.1472
12.750 1.5418 0.12675 0.11783 -0.2292 0.0623 0.1451
13.000 1.5489 0.12925 0.12035 -0.2283 0.0611 0.1458
13.250 1.5557 0.13170 0.12281 -0.2273 0.0597 0.1467
13.500 1.5630 0.13395 0.12505 -0.2262 0.0584 0.1471
13.750 1.5718 0.13581 0.12687 -0.2251 0.0575 0.1494
14.000 1.5838 0.13694 0.12797 -0.2238 0.0570 0.1567
14.250 1.6013 0.13699 0.12795 -0.2223 0.0566 0.1783
14.500 1.6267 0.13584 0.12676 -0.2208 0.0564 0.2457
14.750 1.6599 0.13309 0.12404 -0.2196 0.0564 1.0000
15.000 1.6971 0.12988 0.12068 -0.2179 0.0568 1.0000
15.250 1.7421 0.12591 0.11661 -0.2164 0.0580 1.0000
15.500 1.7940 0.12169 0.11232 -0.2154 0.0585 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)