Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 29.68 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-180-050-gn-200000.txt Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.750 -0.0216 0.14227 0.13876 -0.0826 0.7642 0.0267
-5.500 -0.0201 0.14086 0.13735 -0.0818 0.7619 0.0269
-5.250 -0.0150 0.13900 0.13548 -0.0819 0.7602 0.0274
-5.000 -0.0085 0.13705 0.13351 -0.0822 0.7590 0.0277
-4.750 -0.0460 0.13969 0.13625 -0.0732 0.7495 0.0276
-4.500 -0.0443 0.13821 0.13477 -0.0727 0.7465 0.0279
-4.250 -0.0356 0.13610 0.13263 -0.0737 0.7447 0.0285
-4.000 -0.0225 0.13380 0.13031 -0.0757 0.7434 0.0287
-3.750 -0.0047 0.13139 0.12786 -0.0789 0.7424 0.0288
-3.500 -0.0454 0.13418 0.13076 -0.0697 0.7317 0.0288
-3.000 -0.0121 0.12988 0.12641 -0.0761 0.7279 0.0289
-2.750 0.0006 0.12614 0.12264 -0.0769 0.7269 0.0291
-2.500 -0.0279 0.12813 0.12472 -0.0707 0.7182 0.0291
-2.250 -0.0195 0.12595 0.12252 -0.0713 0.7149 0.0293
-2.000 -0.0025 0.12344 0.11999 -0.0738 0.7130 0.0296
-1.750 0.0195 0.12070 0.11721 -0.0773 0.7116 0.0300
-1.500 0.0459 0.11776 0.11423 -0.0816 0.7106 0.0308
-1.250 0.0188 0.11980 0.11635 -0.0760 0.7018 0.0307
-1.000 0.0375 0.11772 0.11424 -0.0790 0.6986 0.0312
-0.750 0.0683 0.11500 0.11148 -0.0844 0.6967 0.0317
-0.500 0.1100 0.11246 0.10886 -0.0924 0.6954 0.0319
-0.250 0.1645 0.11002 0.10633 -0.1036 0.6945 0.0320
0.000 0.1460 0.11110 0.10748 -0.0995 0.6870 0.0321
0.250 0.1522 0.10896 0.10535 -0.0991 0.6830 0.0322
0.500 0.1789 0.10633 0.10268 -0.1028 0.6809 0.0325
0.750 0.2168 0.10371 0.10000 -0.1087 0.6795 0.0332
1.000 0.2606 0.10115 0.09738 -0.1160 0.6785 0.0341
1.250 0.3128 0.09871 0.09486 -0.1251 0.6778 0.0350
1.500 0.4028 0.09740 0.09339 -0.1430 0.6773 0.0355
1.750 0.4231 0.09382 0.08981 -0.1439 0.6767 0.0358
2.000 0.4672 0.09161 0.08754 -0.1504 0.6762 0.0366
2.250 0.4328 0.09515 0.09119 -0.1443 0.6628 0.0364
2.500 0.4841 0.09328 0.08926 -0.1522 0.6620 0.0374
2.750 0.5414 0.09167 0.08757 -0.1614 0.6613 0.0386
3.000 0.6309 0.09114 0.08689 -0.1775 0.6608 0.0395
3.250 0.6592 0.08854 0.08428 -0.1798 0.6602 0.0402
3.500 0.7111 0.08717 0.08286 -0.1871 0.6598 0.0415
3.750 0.6773 0.09138 0.08718 -0.1813 0.6461 0.0413
4.000 0.7341 0.09045 0.08618 -0.1895 0.6453 0.0430
4.250 0.7763 0.09415 0.08981 -0.1973 0.6389 0.0439
4.500 0.8479 0.08873 0.08432 -0.2056 0.6441 0.0451
4.750 0.8974 0.08795 0.08350 -0.2117 0.6436 0.0473
5.000 0.9789 0.08908 0.08448 -0.2241 0.6430 0.0494
5.250 0.9490 0.09402 0.08952 -0.2191 0.6291 0.0494
5.500 0.9757 0.09208 0.08762 -0.2206 0.6284 0.0501
5.750 1.0177 0.09148 0.08700 -0.2249 0.6277 0.0519
6.000 1.0869 0.09229 0.08769 -0.2339 0.6272 0.0557
6.250 1.1182 0.09091 0.08635 -0.2360 0.6267 0.0571
7.500 1.5704 0.05473 0.04925 -0.2755 0.5892 0.0957
7.750 1.5913 0.05361 0.04757 -0.2740 0.5152 0.1010
8.000 1.5808 0.05753 0.05086 -0.2690 0.4454 0.1081
8.250 1.5484 0.06310 0.05601 -0.2620 0.3768 0.1081
8.500 1.5167 0.06905 0.06156 -0.2557 0.3049 0.1081
8.750 1.4853 0.07529 0.06737 -0.2500 0.2159 0.1081
9.000 1.4553 0.08171 0.07333 -0.2449 0.0970 0.1081
9.250 1.4516 0.08505 0.07657 -0.2428 0.0513 0.1100
9.500 1.4613 0.08714 0.07870 -0.2418 0.0471 0.1155
9.750 1.4750 0.08942 0.08099 -0.2413 0.0447 0.1240
10.000 1.4849 0.09158 0.08325 -0.2403 0.0434 0.1313
10.250 1.4969 0.09380 0.08554 -0.2396 0.0426 0.1401
10.500 1.5078 0.09614 0.08793 -0.2388 0.0416 0.1527
12.250 1.5653 0.11622 0.10801 -0.2331 0.0373 0.1040
12.500 1.5738 0.11894 0.11060 -0.2322 0.0370 0.0935
12.750 1.5814 0.12132 0.11295 -0.2311 0.0368 0.0913
13.000 1.5901 0.12331 0.11490 -0.2299 0.0367 0.0897
13.250 1.6008 0.12485 0.11638 -0.2286 0.0367 0.0895
13.500 1.6142 0.12590 0.11739 -0.2273 0.0367 0.0908
13.750 1.6302 0.12652 0.11798 -0.2260 0.0369 0.0953
14.000 1.6486 0.12680 0.11828 -0.2249 0.0372 0.1058
14.250 1.6723 0.12628 0.11772 -0.2238 0.0372 0.1285
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)