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