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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)