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=1,000,000 Ncrit=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)
Reynolds number: 1,000,000
Max Cl/Cd: 29.83 at α=2°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-180-050-gn-1000000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-1000000-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 =     1.000 e 6     Ncrit =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.750   0.4207   0.11878   0.11532  -0.2474   0.7906   0.0037
 -14.500   0.4265   0.11710   0.11363  -0.2475   0.7879   0.0038
 -14.250   0.4323   0.11516   0.11168  -0.2478   0.7854   0.0041
 -14.000   0.4391   0.11358   0.11009  -0.2481   0.7829   0.0039
 -13.750   0.4439   0.11177   0.10828  -0.2480   0.7797   0.0041
 -13.500   0.4484   0.11023   0.10673  -0.2476   0.7763   0.0042
 -13.250   0.4517   0.10874   0.10522  -0.2469   0.7728   0.0044
 -13.000   0.4567   0.10708   0.10356  -0.2467   0.7701   0.0045
 -12.750   0.4625   0.10555   0.10203  -0.2466   0.7681   0.0047
 -12.500   0.4670   0.10411   0.10059  -0.2462   0.7651   0.0048
 -12.250   0.4703   0.10270   0.09917  -0.2453   0.7624   0.0050
 -12.000   0.4696   0.10162   0.09809  -0.2432   0.7585   0.0049
 -11.750   0.4712   0.10040   0.09687  -0.2418   0.7551   0.0050
 -11.500   0.4744   0.09899   0.09546  -0.2409   0.7524   0.0052
 -11.250   0.4770   0.09758   0.09405  -0.2398   0.7494   0.0056
 -11.000   0.4796   0.09633   0.09281  -0.2386   0.7465   0.0057
 -10.750   0.4788   0.09535   0.09181  -0.2364   0.7423   0.0058
 -10.500   0.4781   0.09418   0.09065  -0.2344   0.7391   0.0058
 -10.250   0.4799   0.09300   0.08948  -0.2329   0.7362   0.0059
 -10.000   0.4823   0.09182   0.08830  -0.2316   0.7338   0.0063
  -9.750   0.4828   0.09069   0.08718  -0.2299   0.7303   0.0064
  -9.500   0.4813   0.08980   0.08629  -0.2274   0.7268   0.0066
  -9.250   0.4786   0.08893   0.08543  -0.2247   0.7231   0.0067
  -9.000   0.4791   0.08788   0.08439  -0.2228   0.7199   0.0069
  -8.750   0.4797   0.08679   0.08331  -0.2210   0.7172   0.0071
  -8.500   0.4774   0.08591   0.08243  -0.2184   0.7133   0.0073
  -8.250   0.4726   0.08530   0.08183  -0.2151   0.7098   0.0073
  -8.000   0.4698   0.08430   0.08084  -0.2125   0.7064   0.0076
  -7.750   0.4681   0.08340   0.07996  -0.2101   0.7027   0.0076
  -7.500   0.4656   0.08274   0.07931  -0.2074   0.6999   0.0076
  -7.250   0.4592   0.08211   0.07870  -0.2038   0.6963   0.0080
  -7.000   0.4525   0.08158   0.07817  -0.2001   0.6925   0.0080
  -6.750   0.4467   0.08105   0.07766  -0.1966   0.6884   0.0082
  -6.500   0.4378   0.08073   0.07736  -0.1924   0.6850   0.0083
  -6.250   0.4300   0.08030   0.07695  -0.1885   0.6821   0.0085
  -6.000   0.4248   0.07962   0.07628  -0.1854   0.6784   0.0087
  -5.750   0.4198   0.07891   0.07559  -0.1822   0.6747   0.0088
  -5.500   0.4195   0.07782   0.07451  -0.1804   0.6710   0.0091
  -5.250   0.4208   0.07670   0.07340  -0.1788   0.6675   0.0092
  -5.000   0.4225   0.07546   0.07216  -0.1775   0.6648   0.0094
  -4.750   0.4212   0.07461   0.07131  -0.1753   0.6610   0.0094
  -4.500   0.4249   0.07329   0.07000  -0.1744   0.6580   0.0096
  -4.250   0.4302   0.07184   0.06855  -0.1740   0.6541   0.0098
  -4.000   0.4370   0.07057   0.06728  -0.1737   0.6506   0.0100
  -3.750   0.4434   0.06934   0.06606  -0.1732   0.6480   0.0101
  -3.500   0.4509   0.06811   0.06482  -0.1731   0.6447   0.0102
  -3.250   0.4616   0.06667   0.06337  -0.1736   0.6417   0.0103
  -3.000   0.4749   0.06514   0.06183  -0.1747   0.6383   0.0105
  -2.750   0.4884   0.06366   0.06034  -0.1759   0.6343   0.0109
  -2.500   0.5036   0.06211   0.05879  -0.1775   0.6318   0.0112
  -2.250   0.5207   0.06060   0.05726  -0.1793   0.6289   0.0114
  -2.000   0.5398   0.05902   0.05565  -0.1817   0.6258   0.0117
  -1.750   0.5639   0.05718   0.05379  -0.1851   0.6225   0.0120
  -1.500   0.5892   0.05546   0.05205  -0.1887   0.6189   0.0124
  -1.250   0.6171   0.05376   0.05032  -0.1927   0.6164   0.0127
  -1.000   0.6462   0.05209   0.04862  -0.1969   0.6140   0.0133
  -0.750   0.6760   0.05052   0.04702  -0.2011   0.6112   0.0136
  -0.500   0.7095   0.04885   0.04531  -0.2062   0.6078   0.0140
  -0.250   0.7497   0.04692   0.04333  -0.2127   0.6048   0.0146
   0.250   0.8253   0.04400   0.04034  -0.2237   0.5997   0.0150
   0.500   0.8658   0.04256   0.03886  -0.2297   0.5971   0.0155
   0.750   0.9061   0.04126   0.03750  -0.2355   0.5939   0.0161
   1.000   0.9486   0.03995   0.03615  -0.2416   0.5907   0.0165
   1.250   0.9959   0.03853   0.03467  -0.2488   0.5876   0.0172
   1.500   1.0381   0.03746   0.03357  -0.2544   0.5852   0.0175
   1.750   1.0722   0.03689   0.03292  -0.2584   0.5771   0.0179
   2.000   1.0982   0.03681   0.03275  -0.2607   0.5623   0.0184
   2.250   1.1092   0.03758   0.03335  -0.2599   0.5332   0.0189
   2.500   1.1108   0.03898   0.03454  -0.2573   0.4972   0.0191
   2.750   1.0924   0.04163   0.03688  -0.2512   0.4363   0.0193
   3.000   1.0421   0.04638   0.04111  -0.2394   0.3250   0.0191
   3.250   1.0139   0.05017   0.04447  -0.2322   0.2140   0.0190
   3.500   1.0165   0.05227   0.04627  -0.2307   0.1224   0.0194
   3.750   1.0366   0.05345   0.04719  -0.2322   0.0106   0.0199
   4.000   1.0702   0.05353   0.04722  -0.2356   0.0104   0.0200
   4.250   1.1029   0.05370   0.04734  -0.2388   0.0103   0.0203
   4.500   1.1356   0.05396   0.04755  -0.2419   0.0096   0.0208
   4.750   1.1673   0.05436   0.04789  -0.2447   0.0091   0.0214
   5.000   1.1989   0.05480   0.04827  -0.2475   0.0090   0.0219
   5.250   1.2332   0.05520   0.04860  -0.2507   0.0088   0.0228
   5.500   1.2619   0.05577   0.04913  -0.2527   0.0086   0.0229
   5.750   1.2894   0.05640   0.04971  -0.2543   0.0084   0.0232
   6.000   1.3172   0.05707   0.05032  -0.2560   0.0083   0.0237
   6.250   1.3440   0.05787   0.05107  -0.2575   0.0082   0.0243
   6.500   1.3698   0.05875   0.05190  -0.2587   0.0082   0.0249
   6.750   1.3983   0.05956   0.05264  -0.2604   0.0081   0.0257
   7.000   1.4236   0.06045   0.05348  -0.2614   0.0081   0.0258
   7.250   1.4466   0.06140   0.05439  -0.2619   0.0081   0.0260
   7.500   1.4698   0.06240   0.05534  -0.2624   0.0080   0.0264
   7.750   1.4925   0.06354   0.05641  -0.2629   0.0080   0.0270
   8.000   1.5161   0.06465   0.05744  -0.2634   0.0080   0.0276
   8.250   1.5527   0.06533   0.05787  -0.2660   0.0080   0.0288
   8.500   1.5883   0.06564   0.05762  -0.2683   0.0079   0.0306
   8.750   1.6016   0.06701   0.05898  -0.2669   0.0079   0.0308
   9.000   1.6143   0.06845   0.06041  -0.2655   0.0079   0.0311
   9.250   1.6253   0.07012   0.06209  -0.2640   0.0079   0.0314
   9.500   1.6369   0.07171   0.06369  -0.2625   0.0078   0.0316
   9.750   1.6487   0.07327   0.06527  -0.2611   0.0077   0.0317
  10.000   1.6601   0.07488   0.06690  -0.2596   0.0076   0.0317
  10.250   1.6700   0.07671   0.06876  -0.2581   0.0075   0.0317
  10.500   1.6804   0.07846   0.07054  -0.2566   0.0075   0.0317
  10.750   1.6911   0.08017   0.07228  -0.2552   0.0074   0.0318
  11.000   1.7008   0.08202   0.07417  -0.2537   0.0074   0.0318
  11.250   1.7097   0.08401   0.07620  -0.2522   0.0073   0.0318
  11.500   1.7193   0.08588   0.07811  -0.2507   0.0073   0.0319
  11.750   1.7289   0.08774   0.08001  -0.2493   0.0073   0.0319
  12.000   1.7369   0.08985   0.08216  -0.2479   0.0072   0.0320
  12.250   1.7453   0.09191   0.08428  -0.2464   0.0071   0.0321
  12.500   1.7541   0.09388   0.08629  -0.2451   0.0071   0.0322
  12.750   1.7621   0.09597   0.08843  -0.2437   0.0070   0.0324
  13.000   1.7690   0.09823   0.09074  -0.2423   0.0069   0.0325
  13.250   1.7769   0.10032   0.09288  -0.2410   0.0069   0.0328
  13.500   1.7848   0.10241   0.09502  -0.2397   0.0068   0.0331
  13.750   1.7908   0.10478   0.09745  -0.2384   0.0067   0.0334
  14.000   1.7978   0.10699   0.09971  -0.2372   0.0067   0.0338
  14.250   1.8050   0.10913   0.10191  -0.2360   0.0066   0.0350
  14.500   1.8110   0.11148   0.10432  -0.2348   0.0065   0.0374
  14.750   1.8171   0.11380   0.10670  -0.2336   0.0064   0.0516
  15.000   1.8242   0.11599   0.10902  -0.2326   0.0064   0.1332
  15.250   1.8301   0.11828   0.11138  -0.2316   0.0063   0.1589
  15.500   1.8352   0.12067   0.11385  -0.2305   0.0062   0.1757
<< 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)