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=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
<< 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)