Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.05 at α=17° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-180-050-gn-50000.txt Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.3765 0.21176 0.20628 -0.0132 1.0000 0.0380
-10.500 -0.3762 0.21025 0.20479 -0.0130 1.0000 0.0383
-10.250 -0.3760 0.20880 0.20335 -0.0127 1.0000 0.0386
-10.000 -0.2748 0.19567 0.19080 -0.0225 0.9794 0.0396
-9.750 -0.2699 0.19418 0.18930 -0.0235 0.9771 0.0401
-9.500 -0.2644 0.19407 0.18916 -0.0248 0.9753 0.0405
-9.250 -0.2668 0.19171 0.18682 -0.0237 0.9734 0.0409
-9.000 -0.3628 0.20253 0.19712 -0.0153 0.9958 0.0396
-8.750 -0.3577 0.20012 0.19470 -0.0161 0.9942 0.0400
-8.500 -0.3542 0.19799 0.19258 -0.0165 0.9920 0.0404
-8.250 -0.3482 0.19637 0.19094 -0.0177 0.9890 0.0408
-8.000 -0.3410 0.19525 0.18981 -0.0193 0.9865 0.0412
-7.750 -0.3390 0.19382 0.18837 -0.0194 0.9850 0.0416
-7.500 -0.3380 0.19189 0.18645 -0.0193 0.9821 0.0420
-7.250 -0.3331 0.19049 0.18505 -0.0202 0.9786 0.0424
-7.000 -0.3260 0.18977 0.18432 -0.0219 0.9759 0.0430
-6.750 -0.2566 0.18279 0.17787 -0.0257 0.9481 0.0441
-6.500 -0.2547 0.17932 0.17440 -0.0251 0.9443 0.0445
-6.250 -0.2512 0.17765 0.17271 -0.0255 0.9411 0.0449
-6.000 -0.2465 0.17671 0.17175 -0.0264 0.9387 0.0455
-5.750 -0.3218 0.18525 0.17985 -0.0223 0.9625 0.0442
-5.500 -0.3237 0.18210 0.17672 -0.0209 0.9593 0.0445
-5.250 -0.3216 0.17995 0.17456 -0.0208 0.9557 0.0449
-5.000 -0.3171 0.17866 0.17327 -0.0215 0.9527 0.0453
-4.750 -0.3124 0.17832 0.17292 -0.0223 0.9505 0.0458
-4.500 -0.3220 0.17601 0.17065 -0.0194 0.9478 0.0461
-4.250 -0.3233 0.17446 0.16912 -0.0187 0.9435 0.0466
-4.000 -0.3184 0.17326 0.16791 -0.0196 0.9400 0.0471
-3.750 -0.3096 0.17281 0.16744 -0.0216 0.9377 0.0478
-3.500 -0.3144 0.17089 0.16554 -0.0201 0.9355 0.0483
-3.250 -0.3138 0.16928 0.16394 -0.0200 0.9311 0.0487
-3.000 -0.3041 0.16888 0.16352 -0.0228 0.9270 0.0491
-2.750 -0.2849 0.17025 0.16487 -0.0285 0.9241 0.0493
-2.500 -0.2876 0.16624 0.16087 -0.0263 0.9226 0.0496
-2.250 -0.2903 0.16278 0.15744 -0.0245 0.9190 0.0499
-2.000 -0.2844 0.16026 0.15492 -0.0251 0.9150 0.0504
-1.750 -0.2721 0.15848 0.15312 -0.0272 0.9116 0.0512
-1.500 -0.2544 0.15777 0.15235 -0.0308 0.9094 0.0521
-1.250 -0.2570 0.15494 0.14955 -0.0297 0.9070 0.0525
-1.000 -0.2485 0.15282 0.14742 -0.0311 0.9028 0.0533
-0.750 -0.2303 0.15139 0.14596 -0.0349 0.8990 0.0544
-0.500 -0.1897 0.15259 0.14705 -0.0451 0.8959 0.0554
-0.250 -0.1776 0.15052 0.14498 -0.0472 0.8942 0.0558
0.000 -0.1807 0.14663 0.14111 -0.0450 0.8905 0.0562
0.250 -0.1699 0.14410 0.13857 -0.0463 0.8865 0.0570
0.500 -0.1497 0.14240 0.13684 -0.0498 0.8832 0.0581
0.750 -0.1206 0.14178 0.13615 -0.0554 0.8809 0.0596
1.000 -0.1063 0.13989 0.13424 -0.0580 0.8788 0.0609
1.250 -0.0805 0.13858 0.13289 -0.0634 0.8741 0.0622
1.500 -0.0351 0.13862 0.13282 -0.0735 0.8702 0.0633
1.750 -0.0241 0.13583 0.13004 -0.0739 0.8676 0.0644
2.000 0.0061 0.13555 0.12970 -0.0791 0.8657 0.0664
2.250 0.0150 0.13295 0.12711 -0.0801 0.8627 0.0676
2.500 0.0442 0.13187 0.12596 -0.0855 0.8579 0.0697
2.750 0.1253 0.13538 0.12929 -0.1038 0.8540 0.0721
3.000 0.1341 0.13241 0.12634 -0.1032 0.8518 0.0731
3.250 0.1573 0.13186 0.12575 -0.1064 0.8502 0.0756
3.500 0.1677 0.12944 0.12336 -0.1075 0.8458 0.0776
3.750 0.2199 0.13087 0.12467 -0.1179 0.8410 0.0819
4.000 0.2666 0.13157 0.12530 -0.1266 0.8380 0.0836
4.250 0.2945 0.13153 0.12523 -0.1304 0.8361 0.0864
4.500 0.3134 0.13076 0.12446 -0.1331 0.8336 0.0891
4.750 0.3580 0.13210 0.12571 -0.1416 0.8279 0.0939
5.000 0.3910 0.13202 0.12563 -0.1468 0.8242 0.0965
5.250 0.4258 0.13310 0.12667 -0.1520 0.8217 0.1019
5.500 0.4938 0.13848 0.13189 -0.1650 0.8197 0.1080
5.750 0.4905 0.13492 0.12843 -0.1629 0.8150 0.1094
6.000 0.5163 0.13515 0.12866 -0.1662 0.8104 0.1143
6.250 0.5751 0.13927 0.13267 -0.1767 0.8070 0.1220
6.500 0.6053 0.14100 0.13441 -0.1803 0.8052 0.1295
6.750 0.6320 0.14208 0.13546 -0.1850 0.8013 0.1360
7.000 0.6466 0.14131 0.13476 -0.1860 0.7963 0.1407
7.250 0.6927 0.14474 0.13812 -0.1933 0.7924 0.1511
7.500 0.7274 0.14751 0.14090 -0.1978 0.7901 0.1623
7.750 0.7523 0.14933 0.14274 -0.2011 0.7879 0.1697
8.000 0.7715 0.14965 0.14307 -0.2037 0.7818 0.1807
8.250 0.6297 0.14082 0.13540 -0.1682 0.7384 0.1824
8.500 0.6513 0.14195 0.13658 -0.1710 0.7317 0.1968
8.750 0.6814 0.14485 0.13952 -0.1749 0.7278 0.2144
9.000 0.7185 0.14995 0.14464 -0.1799 0.7256 0.2385
9.250 0.7168 0.14791 0.14271 -0.1793 0.7197 0.2475
9.500 0.7433 0.15053 0.14538 -0.1827 0.7139 0.2751
9.750 0.7739 0.15435 0.14928 -0.1865 0.7106 0.3108
10.000 0.7982 0.15816 0.15318 -0.1894 0.7084 0.3631
10.500 0.8236 0.15988 0.15519 -0.1918 0.6965 0.5521
10.750 0.8596 0.16509 0.16045 -0.1965 0.6937 0.6605
11.000 0.8680 0.16620 0.16162 -0.1977 0.6895 0.7018
11.250 0.8870 0.16831 0.16376 -0.2001 0.6826 0.7434
11.500 0.9152 0.17220 0.16767 -0.2034 0.6785 0.7820
11.750 0.9463 0.17778 0.17331 -0.2066 0.6763 0.8156
12.000 0.9383 0.17594 0.17162 -0.2056 0.6690 0.8207
12.250 0.9593 0.17888 0.17463 -0.2076 0.6635 0.8173
12.500 0.9775 0.18210 0.17787 -0.2092 0.6575 0.7835
12.750 0.9999 0.18428 0.18010 -0.2106 0.6413 0.6946
13.000 1.0199 0.18580 0.18171 -0.2114 0.6245 0.5987
13.250 1.0373 0.18664 0.18265 -0.2120 0.6057 0.5041
13.500 1.5368 0.13822 0.12923 -0.2259 0.1416 0.2634
13.750 1.5293 0.14260 0.13326 -0.2251 0.1215 0.2684
14.000 1.5301 0.14592 0.13650 -0.2245 0.1138 0.2800
14.250 1.5326 0.14899 0.13960 -0.2239 0.1089 0.2965
14.500 1.5354 0.15202 0.14262 -0.2233 0.1055 0.3177
14.750 1.5409 0.15467 0.14535 -0.2228 0.1030 0.3613
15.000 1.5520 0.15590 0.14699 -0.2228 0.1010 1.0000
15.250 1.5633 0.15760 0.14832 -0.2219 0.0993 1.0000
15.500 1.5745 0.15859 0.14923 -0.2206 0.0977 1.0000
15.750 1.5896 0.15865 0.14921 -0.2190 0.0958 1.0000
16.000 1.6124 0.15698 0.14741 -0.2168 0.0932 1.0000
16.250 1.6897 0.14519 0.13514 -0.2113 0.0895 1.0000
16.500 1.9186 0.12213 0.11169 -0.2095 0.0908 1.0000
16.750 1.9526 0.12255 0.11250 -0.2086 0.0926 1.0000
17.000 1.9871 0.12379 0.11415 -0.2079 0.0941 1.0000
17.250 2.0134 0.12597 0.11677 -0.2070 0.0955 1.0000
17.500 2.0412 0.12889 0.12017 -0.2062 0.0983 1.0000
17.750 2.1266 0.13393 0.12548 -0.2084 0.1053 1.0000
18.000 2.0915 0.13632 0.12838 -0.2047 0.1064 1.0000
18.250 2.0606 0.13981 0.13241 -0.2019 0.1083 1.0000
18.500 2.0394 0.14427 0.13736 -0.2001 0.1111 1.0000
18.750 2.0835 0.15059 0.14397 -0.2003 0.1198 1.0000
19.000 2.0435 0.15424 0.14803 -0.1986 0.1205 1.0000
19.250 2.0027 0.15902 0.15321 -0.1979 0.1213 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)