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