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=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 16.71 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-180-050-gn-100000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-100000-n1.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 =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.250   0.0837   0.15640   0.15021  -0.1348   0.7843   0.0077
 -13.000   0.0839   0.15511   0.14892  -0.1337   0.7805   0.0077
 -12.750   0.0866   0.15345   0.14726  -0.1334   0.7775   0.0078
 -12.500   0.0908   0.15160   0.14539  -0.1334   0.7751   0.0079
 -12.000   0.0911   0.14912   0.14293  -0.1312   0.7689   0.0079
 -11.750   0.0901   0.14801   0.14184  -0.1298   0.7650   0.0080
 -11.500   0.0922   0.14653   0.14035  -0.1292   0.7619   0.0083
 -11.000   0.0998   0.14299   0.13679  -0.1289   0.7571   0.0092
 -10.750   0.0939   0.14251   0.13636  -0.1263   0.7525   0.0095
 -10.500   0.0925   0.14142   0.13529  -0.1248   0.7486   0.0096
 -10.250   0.0940   0.13995   0.13381  -0.1240   0.7454   0.0096
 -10.000   0.0971   0.13821   0.13206  -0.1236   0.7428   0.0097
  -9.750   0.0972   0.13694   0.13079  -0.1225   0.7397   0.0097
  -9.500   0.0922   0.13636   0.13025  -0.1201   0.7354   0.0098
  -9.250   0.0910   0.13527   0.12918  -0.1187   0.7316   0.0099
  -9.000   0.0925   0.13386   0.12777  -0.1178   0.7285   0.0099
  -8.500   0.0913   0.13164   0.12556  -0.1151   0.7217   0.0105
  -8.250   0.0874   0.13097   0.12493  -0.1130   0.7176   0.0107
  -8.000   0.0865   0.12985   0.12382  -0.1116   0.7141   0.0112
  -7.750   0.0877   0.12841   0.12238  -0.1107   0.7111   0.0116
  -7.500   0.0886   0.12699   0.12094  -0.1098   0.7083   0.0117
  -7.250   0.0803   0.12680   0.12081  -0.1067   0.7031   0.0118
  -7.000   0.0769   0.12596   0.11998  -0.1048   0.6993   0.0118
  -6.750   0.0759   0.12479   0.11882  -0.1034   0.6960   0.0118
  -6.250   0.0679   0.12315   0.11722  -0.0992   0.6881   0.0119
  -6.000   0.0615   0.12259   0.11670  -0.0967   0.6840   0.0120
  -5.750   0.0575   0.12173   0.11584  -0.0946   0.6806   0.0120
  -5.250   0.0484   0.12014   0.11430  -0.0902   0.6731   0.0123
  -5.000   0.0423   0.11970   0.11390  -0.0878   0.6682   0.0126
  -4.750   0.0415   0.11859   0.11278  -0.0866   0.6649   0.0129
  -4.500   0.0434   0.11714   0.11134  -0.0860   0.6621   0.0135
  -4.000   0.0417   0.11507   0.10930  -0.0837   0.6535   0.0140
  -3.750   0.0431   0.11379   0.10803  -0.0831   0.6497   0.0140
  -3.500   0.0480   0.11221   0.10645  -0.0831   0.6469   0.0141
  -3.250   0.0556   0.11037   0.10459  -0.0837   0.6445   0.0141
  -3.000   0.0601   0.10898   0.10319  -0.0837   0.6407   0.0142
  -2.750   0.0625   0.10799   0.10221  -0.0834   0.6355   0.0143
  -2.500   0.0708   0.10637   0.10059  -0.0842   0.6322   0.0143
  -2.250   0.0823   0.10450   0.09871  -0.0857   0.6297   0.0144
  -1.750   0.1073   0.10114   0.09532  -0.0888   0.6239   0.0155
  -1.500   0.1174   0.09992   0.09410  -0.0901   0.6191   0.0162
  -1.250   0.1332   0.09817   0.09232  -0.0924   0.6159   0.0164
  -1.000   0.1527   0.09620   0.09031  -0.0954   0.6136   0.0165
  -0.750   0.1752   0.09411   0.08817  -0.0989   0.6116   0.0166
  -0.250   0.2175   0.09087   0.08487  -0.1055   0.6049   0.0169
   0.000   0.2409   0.08935   0.08332  -0.1092   0.6013   0.0173
   0.250   0.2677   0.08776   0.08169  -0.1134   0.5987   0.0182
   0.500   0.2989   0.08594   0.07982  -0.1184   0.5967   0.0190
   0.750   0.3332   0.08404   0.07785  -0.1239   0.5949   0.0191
   1.000   0.3704   0.08211   0.07583  -0.1299   0.5933   0.0192
   1.250   0.3983   0.08130   0.07500  -0.1344   0.5889   0.0194
   1.500   0.4315   0.08023   0.07388  -0.1397   0.5854   0.0196
   1.750   0.4683   0.07905   0.07265  -0.1454   0.5828   0.0204
   2.000   0.5071   0.07791   0.07145  -0.1514   0.5808   0.0216
   2.250   0.5492   0.07667   0.07014  -0.1579   0.5788   0.0219
   2.500   0.5935   0.07544   0.06883  -0.1646   0.5771   0.0220
   2.750   0.6321   0.07487   0.06820  -0.1704   0.5741   0.0222
   3.000   0.6673   0.07479   0.06808  -0.1755   0.5700   0.0225
   3.250   0.7051   0.07455   0.06781  -0.1808   0.5673   0.0239
   3.500   0.7460   0.07420   0.06741  -0.1865   0.5649   0.0246
   3.750   0.7885   0.07381   0.06695  -0.1924   0.5626   0.0248
   4.000   0.8317   0.07343   0.06650  -0.1981   0.5606   0.0249
   4.250   0.8709   0.07348   0.06651  -0.2032   0.5578   0.0251
   4.500   0.9030   0.07428   0.06730  -0.2071   0.5537   0.0261
   4.750   0.9363   0.07485   0.06785  -0.2109   0.5505   0.0272
   5.000   0.9736   0.07519   0.06816  -0.2152   0.5476   0.0275
   5.250   1.0118   0.07544   0.06835  -0.2195   0.5451   0.0277
   5.500   1.0506   0.07563   0.06849  -0.2236   0.5430   0.0279
   5.750   1.0787   0.07684   0.06970  -0.2263   0.5391   0.0281
   6.000   1.1073   0.07806   0.07094  -0.2290   0.5352   0.0293
   6.250   1.1372   0.07898   0.07185  -0.2315   0.5317   0.0303
   6.500   1.1698   0.07965   0.07249  -0.2342   0.5287   0.0304
   6.750   1.2033   0.08020   0.07301  -0.2369   0.5264   0.0305
   7.000   1.2284   0.08157   0.07440  -0.2386   0.5229   0.0306
   7.250   1.2503   0.08326   0.07611  -0.2398   0.5184   0.0308
   7.500   1.2793   0.08450   0.07732  -0.2419   0.5146   0.0320
   7.750   1.3052   0.08540   0.07824  -0.2430   0.5115   0.0329
   8.000   1.3299   0.08654   0.07939  -0.2441   0.5052   0.0331
   8.250   1.3792   0.08253   0.07361  -0.2449   0.3331   0.0333
   8.500   1.3519   0.08883   0.07930  -0.2405   0.2274   0.0333
   8.750   1.3276   0.09500   0.08482  -0.2369   0.0695   0.0333
   9.000   1.3367   0.09786   0.08744  -0.2365   0.0213   0.0334
   9.250   1.3557   0.09968   0.08922  -0.2369   0.0185   0.0335
   9.500   1.3758   0.10149   0.09101  -0.2374   0.0174   0.0341
   9.750   1.3977   0.10338   0.09283  -0.2383   0.0164   0.0356
  10.000   1.4149   0.10527   0.09468  -0.2383   0.0154   0.0360
  10.250   1.4320   0.10722   0.09656  -0.2384   0.0145   0.0361
  10.500   1.4484   0.10914   0.09842  -0.2383   0.0137   0.0362
  10.750   1.4637   0.11106   0.10026  -0.2380   0.0131   0.0363
  11.000   1.4779   0.11297   0.10211  -0.2376   0.0126   0.0365
  11.250   1.4907   0.11489   0.10397  -0.2369   0.0125   0.0366
  11.500   1.5022   0.11685   0.10588  -0.2361   0.0123   0.0369
  11.750   1.5129   0.11881   0.10780  -0.2353   0.0122   0.0380
  12.000   1.5231   0.12077   0.10973  -0.2343   0.0120   0.0395
  12.250   1.5320   0.12276   0.11179  -0.2334   0.0119   0.0403
  12.500   1.5407   0.12480   0.11387  -0.2324   0.0118   0.0407
  12.750   1.5491   0.12684   0.11596  -0.2315   0.0117   0.0411
  13.000   1.5573   0.12888   0.11808  -0.2306   0.0116   0.0416
  13.250   1.5651   0.13097   0.12023  -0.2297   0.0115   0.0432
  13.500   1.5724   0.13307   0.12244  -0.2289   0.0114   0.0453
  13.750   1.5797   0.13518   0.12465  -0.2281   0.0113   0.0474
  14.000   1.5868   0.13728   0.12685  -0.2273   0.0113   0.0500
  14.250   1.5935   0.13942   0.12910  -0.2265   0.0112   0.0544
  14.500   1.6003   0.14154   0.13133  -0.2258   0.0111   0.0615
  14.750   1.6074   0.14362   0.13354  -0.2252   0.0111   0.0846
  15.000   1.6149   0.14566   0.13581  -0.2247   0.0110   0.1734
  15.250   1.6222   0.14758   0.13790  -0.2241   0.0109   0.2354
  15.500   1.6301   0.14934   0.13980  -0.2234   0.0106   0.2959
  15.750   1.6381   0.15014   0.14087  -0.2228   0.0103   1.0000
  16.000   1.6472   0.15148   0.14226  -0.2220   0.0100   1.0000
  16.250   1.6570   0.15264   0.14346  -0.2212   0.0096   1.0000
  16.500   1.6674   0.15363   0.14451  -0.2204   0.0094   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)