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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 14.97 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-180-050-gn-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.750   0.0093   0.17901   0.17357  -0.1196   0.8582   0.0240
 -13.500   0.0137   0.17717   0.17171  -0.1198   0.8558   0.0243
 -13.250   0.0221   0.17481   0.16934  -0.1212   0.8539   0.0248
 -13.000   0.0325   0.17225   0.16674  -0.1231   0.8526   0.0253
 -12.500   0.0218   0.17104   0.16559  -0.1182   0.8439   0.0256
 -12.250   0.0241   0.16954   0.16410  -0.1178   0.8410   0.0257
 -11.250   0.0300   0.16365   0.15822  -0.1155   0.8288   0.0260
 -11.000   0.0316   0.16207   0.15664  -0.1148   0.8258   0.0262
 -10.750   0.0382   0.15997   0.15453  -0.1155   0.8238   0.0265
 -10.500   0.0474   0.15762   0.15215  -0.1168   0.8223   0.0268
 -10.250   0.0583   0.15512   0.14962  -0.1185   0.8211   0.0273
 -10.000   0.0350   0.15660   0.15120  -0.1114   0.8130   0.0275
  -9.750   0.0366   0.15520   0.14980  -0.1108   0.8100   0.0280
  -9.500   0.0429   0.15326   0.14784  -0.1114   0.8081   0.0283
  -9.250   0.0517   0.15103   0.14558  -0.1125   0.8065   0.0285
  -9.000   0.0620   0.14869   0.14321  -0.1141   0.8053   0.0287
  -8.750   0.0351   0.15055   0.14518  -0.1064   0.7964   0.0287
  -8.500   0.0376   0.14912   0.14374  -0.1060   0.7937   0.0288
  -8.250   0.0439   0.14731   0.14191  -0.1066   0.7918   0.0288
  -7.500   0.0308   0.14510   0.13979  -0.1004   0.7793   0.0290
  -7.250   0.0353   0.14293   0.13760  -0.1002   0.7771   0.0292
  -7.000   0.0419   0.14086   0.13551  -0.1005   0.7755   0.0297
  -6.750   0.0504   0.13872   0.13335  -0.1013   0.7741   0.0301
  -6.500   0.0238   0.14042   0.13514  -0.0942   0.7654   0.0302
  -6.250   0.0245   0.13910   0.13384  -0.0932   0.7623   0.0305
  -6.000   0.0281   0.13743   0.13216  -0.0930   0.7602   0.0308
  -5.750   0.0333   0.13563   0.13034  -0.0931   0.7587   0.0311
  -5.500   0.0104   0.13689   0.13169  -0.0869   0.7513   0.0312
  -5.250   0.0053   0.13610   0.13091  -0.0848   0.7471   0.0314
  -5.000   0.0064   0.13468   0.12949  -0.0839   0.7447   0.0315
  -4.750   0.0127   0.13282   0.12760  -0.0844   0.7430   0.0317
  -4.500   0.0224   0.13075   0.12551  -0.0856   0.7417   0.0318
  -4.250  -0.0066   0.13265   0.12752  -0.0786   0.7322   0.0318
  -4.000   0.0001   0.13096   0.12581  -0.0792   0.7294   0.0319
  -3.500   0.0221   0.12609   0.12090  -0.0820   0.7262   0.0322
  -3.250   0.0012   0.12720   0.12210  -0.0769   0.7183   0.0323
  -3.000   0.0065   0.12529   0.12019  -0.0769   0.7148   0.0326
  -2.750   0.0181   0.12305   0.11792  -0.0783   0.7125   0.0329
  -2.500   0.0335   0.12062   0.11545  -0.0804   0.7109   0.0332
  -2.250   0.0516   0.11808   0.11287  -0.0831   0.7096   0.0336
  -2.000   0.0317   0.11939   0.11427  -0.0786   0.7012   0.0337
  -1.750   0.0456   0.11740   0.11226  -0.0806   0.6981   0.0341
  -1.500   0.0658   0.11498   0.10980  -0.0838   0.6960   0.0346
  -1.250   0.0908   0.11251   0.10727  -0.0881   0.6945   0.0350
  -1.000   0.1262   0.11027   0.10494  -0.0950   0.6934   0.0353
  -0.500   0.1343   0.10924   0.10396  -0.0954   0.6822   0.0356
  -0.250   0.1536   0.10653   0.10122  -0.0977   0.6801   0.0359
   0.000   0.1815   0.10403   0.09868  -0.1019   0.6786   0.0364
   0.250   0.2148   0.10155   0.09612  -0.1073   0.6774   0.0371
   0.500   0.2525   0.09913   0.09363  -0.1136   0.6765   0.0379
   1.000   0.2874   0.09927   0.09375  -0.1198   0.6648   0.0392
   1.500   0.3649   0.09480   0.08915  -0.1321   0.6618   0.0400
   1.750   0.4044   0.09273   0.08702  -0.1381   0.6608   0.0408
   2.000   0.4504   0.09092   0.08512  -0.1454   0.6600   0.0420
   2.500   0.5123   0.09290   0.08704  -0.1566   0.6481   0.0439
   2.750   0.5457   0.09081   0.08492  -0.1608   0.6465   0.0444
   3.000   0.5849   0.08923   0.08328  -0.1661   0.6452   0.0454
   3.250   0.6337   0.08808   0.08206  -0.1733   0.6443   0.0471
   3.500   0.6985   0.08776   0.08162  -0.1838   0.6435   0.0490
   4.000   0.7278   0.08964   0.08356  -0.1868   0.6309   0.0504
   4.250   0.7708   0.08897   0.08284  -0.1924   0.6295   0.0525
   4.500   0.8308   0.08921   0.08298  -0.2013   0.6283   0.0551
   4.750   0.8812   0.08879   0.08248  -0.2080   0.6274   0.0560
   5.000   0.9174   0.08789   0.08158  -0.2117   0.6265   0.0579
   5.500   0.9692   0.09327   0.08692  -0.2184   0.6132   0.0631
   5.750   0.9956   0.09192   0.08562  -0.2201   0.6120   0.0645
   6.000   1.0343   0.09174   0.08542  -0.2239   0.6109   0.0675
   6.250   1.0950   0.09323   0.08675  -0.2314   0.6099   0.0719
   6.750   1.1045   0.09652   0.09025  -0.2300   0.5964   0.0744
   7.000   1.1513   0.09779   0.09141  -0.2346   0.5950   0.0825
   7.250   1.1825   0.09719   0.09088  -0.2369   0.5940   0.0846
   7.500   1.2173   0.09714   0.09084  -0.2393   0.5930   0.0897
   8.000   1.2396   0.10284   0.09662  -0.2398   0.5791   0.0958
   8.250   1.2717   0.10249   0.09633  -0.2414   0.5777   0.1009
   9.250   1.4137   0.09446   0.08815  -0.2440   0.5217   0.1397
   9.500   1.4224   0.09643   0.09015  -0.2428   0.5005   0.1443
  10.000   1.4565   0.09842   0.08939  -0.2400   0.1997   0.0793
  10.250   1.4328   0.10473   0.09505  -0.2368   0.0615   0.0791
  10.500   1.4414   0.10761   0.09778  -0.2362   0.0453   0.0788
  10.750   1.4565   0.10988   0.10001  -0.2361   0.0417   0.0760
  11.000   1.4748   0.11213   0.10205  -0.2362   0.0397   0.0720
  11.250   1.4862   0.11432   0.10424  -0.2355   0.0380   0.0715
  11.500   1.4963   0.11662   0.10653  -0.2348   0.0368   0.0712
  11.750   1.5053   0.11898   0.10887  -0.2339   0.0358   0.0711
  12.000   1.5154   0.12114   0.11104  -0.2331   0.0352   0.0713
  12.250   1.5244   0.12338   0.11330  -0.2321   0.0346   0.0717
  12.500   1.5319   0.12568   0.11567  -0.2312   0.0341   0.0738
  12.750   1.5388   0.12798   0.11807  -0.2302   0.0336   0.0768
  13.000   1.5455   0.13032   0.12044  -0.2292   0.0332   0.0794
  13.250   1.5518   0.13268   0.12282  -0.2283   0.0327   0.0813
  13.500   1.5583   0.13496   0.12515  -0.2273   0.0321   0.0833
  13.750   1.5649   0.13713   0.12737  -0.2264   0.0313   0.0867
  14.000   1.5721   0.13907   0.12935  -0.2255   0.0305   0.0938
  14.250   1.5807   0.14063   0.13090  -0.2245   0.0297   0.1051
  14.500   1.5937   0.14123   0.13146  -0.2233   0.0291   0.1293
  14.750   1.6110   0.14168   0.13214  -0.2226   0.0288   0.3089
  15.000   1.6282   0.14080   0.13137  -0.2214   0.0285   1.0000
  15.250   1.6481   0.14015   0.13066  -0.2200   0.0283   1.0000
  15.500   1.6703   0.13916   0.12960  -0.2187   0.0280   1.0000
  15.750   1.6945   0.13785   0.12825  -0.2173   0.0278   1.0000
  16.000   1.7212   0.13624   0.12665  -0.2160   0.0276   1.0000
  16.250   1.7505   0.13436   0.12476  -0.2148   0.0274   1.0000
  16.500   1.7789   0.13284   0.12329  -0.2137   0.0271   1.0000
  16.750   1.8036   0.13203   0.12256  -0.2127   0.0264   1.0000
  17.000   1.8258   0.13165   0.12230  -0.2119   0.0257   1.0000
  17.250   1.8487   0.13131   0.12205  -0.2111   0.0252   1.0000
  17.500   1.8733   0.13103   0.12192  -0.2103   0.0250   1.0000
  17.750   1.8951   0.13129   0.12236  -0.2095   0.0249   1.0000
  18.000   1.9138   0.13210   0.12341  -0.2087   0.0249   1.0000
  18.250   1.9286   0.13344   0.12500  -0.2078   0.0249   1.0000
  18.500   1.9393   0.13531   0.12714  -0.2069   0.0250   1.0000
  18.750   1.9463   0.13761   0.12973  -0.2060   0.0251   1.0000
  19.000   1.9502   0.14027   0.13268  -0.2052   0.0253   1.0000
  19.250   1.9509   0.14324   0.13595  -0.2044   0.0255   1.0000
  19.500   1.9483   0.14643   0.13943  -0.2038   0.0255   1.0000
  19.750   1.9431   0.14983   0.14310  -0.2033   0.0254   1.0000
  20.000   1.9361   0.15339   0.14692  -0.2031   0.0253   1.0000
  20.250   1.9282   0.15706   0.15083  -0.2031   0.0251   1.0000
  20.500   1.9182   0.16101   0.15503  -0.2033   0.0251   1.0000
  20.750   1.9064   0.16529   0.15956  -0.2038   0.0250   1.0000
  21.000   1.8940   0.16970   0.16422  -0.2046   0.0249   1.0000
  21.250   1.8804   0.17439   0.16914  -0.2058   0.0249   1.0000
  21.500   1.8642   0.17968   0.17469  -0.2075   0.0249   1.0000
  21.750   1.8444   0.18584   0.18113  -0.2099   0.0251   1.0000
  22.000   1.8236   0.19255   0.18811  -0.2130   0.0253   1.0000
  22.250   1.8022   0.19981   0.19562  -0.2168   0.0256   1.0000
  22.500   1.7807   0.20765   0.20370  -0.2213   0.0260   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)