Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)