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=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 28.94 at α=5.75°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-180-050-gn-200000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.000   0.2964   0.12690   0.12163  -0.1958   0.8025   0.0063
 -12.750   0.2955   0.12576   0.12050  -0.1940   0.7989   0.0064
 -12.500   0.2968   0.12441   0.11916  -0.1928   0.7957   0.0065
 -12.250   0.2995   0.12291   0.11766  -0.1921   0.7930   0.0066
 -12.000   0.3043   0.12128   0.11600  -0.1919   0.7904   0.0066
 -11.750   0.3063   0.11988   0.11461  -0.1909   0.7874   0.0066
 -11.500   0.3038   0.11893   0.11368  -0.1886   0.7835   0.0068
 -11.250   0.3034   0.11774   0.11249  -0.1869   0.7801   0.0070
 -11.000   0.3044   0.11636   0.11112  -0.1857   0.7774   0.0074
 -10.750   0.3074   0.11480   0.10955  -0.1850   0.7747   0.0079
 -10.500   0.3084   0.11361   0.10837  -0.1837   0.7717   0.0080
 -10.250   0.3040   0.11290   0.10768  -0.1808   0.7674   0.0081
 -10.000   0.3027   0.11186   0.10665  -0.1788   0.7638   0.0082
  -9.750   0.3034   0.11068   0.10547  -0.1774   0.7610   0.0082
  -9.500   0.3057   0.10931   0.10410  -0.1764   0.7583   0.0083
  -9.250   0.3021   0.10851   0.10331  -0.1738   0.7545   0.0084
  -9.000   0.2976   0.10782   0.10265  -0.1710   0.7503   0.0085
  -8.750   0.2960   0.10684   0.10168  -0.1690   0.7466   0.0086
  -8.500   0.2953   0.10575   0.10059  -0.1672   0.7438   0.0088
  -8.250   0.2961   0.10455   0.09939  -0.1658   0.7411   0.0090
  -8.000   0.2874   0.10411   0.09900  -0.1620   0.7365   0.0095
  -7.750   0.2823   0.10337   0.09828  -0.1592   0.7322   0.0098
  -7.500   0.2800   0.10251   0.09744  -0.1570   0.7286   0.0099
  -7.250   0.2792   0.10153   0.09644  -0.1552   0.7259   0.0101
  -7.000   0.2722   0.10111   0.09606  -0.1518   0.7220   0.0101
  -6.750   0.2638   0.10079   0.09578  -0.1481   0.7173   0.0102
  -6.500   0.2587   0.10015   0.09515  -0.1453   0.7132   0.0102
  -6.250   0.2551   0.09935   0.09436  -0.1429   0.7101   0.0103
  -6.000   0.2451   0.09914   0.09419  -0.1389   0.7064   0.0104
  -5.750   0.2331   0.09914   0.09423  -0.1345   0.7016   0.0104
  -5.500   0.2280   0.09844   0.09355  -0.1318   0.6972   0.0105
  -5.250   0.2282   0.09727   0.09237  -0.1304   0.6939   0.0107
  -5.000   0.2251   0.09647   0.09160  -0.1282   0.6907   0.0107
  -4.750   0.2200   0.09587   0.09104  -0.1257   0.6866   0.0109
  -4.500   0.2189   0.09482   0.08998  -0.1241   0.6823   0.0115
  -4.250   0.2219   0.09332   0.08847  -0.1235   0.6787   0.0120
  -4.000   0.2282   0.09173   0.08688  -0.1235   0.6760   0.0121
  -3.750   0.2268   0.09098   0.08616  -0.1218   0.6723   0.0122
  -3.500   0.2287   0.08999   0.08519  -0.1209   0.6682   0.0122
  -3.250   0.2358   0.08854   0.08373  -0.1211   0.6644   0.0123
  -3.000   0.2465   0.08682   0.08199  -0.1220   0.6615   0.0124
  -2.750   0.2578   0.08515   0.08031  -0.1231   0.6587   0.0126
  -2.500   0.2645   0.08403   0.07919  -0.1232   0.6552   0.0127
  -2.250   0.2749   0.08265   0.07781  -0.1241   0.6517   0.0128
  -2.000   0.2902   0.08093   0.07607  -0.1260   0.6484   0.0130
  -1.750   0.3102   0.07885   0.07395  -0.1289   0.6456   0.0138
  -1.500   0.3344   0.07652   0.07157  -0.1327   0.6433   0.0145
  -1.250   0.3521   0.07510   0.07013  -0.1350   0.6404   0.0146
  -1.000   0.3722   0.07361   0.06864  -0.1377   0.6374   0.0148
  -0.750   0.3964   0.07195   0.06695  -0.1412   0.6344   0.0149
  -0.500   0.4253   0.07006   0.06501  -0.1456   0.6316   0.0151
  -0.250   0.4585   0.06801   0.06290  -0.1508   0.6292   0.0155
   0.000   0.4956   0.06585   0.06067  -0.1568   0.6273   0.0165
   0.250   0.5334   0.06386   0.05862  -0.1630   0.6254   0.0171
   0.500   0.5672   0.06240   0.05713  -0.1681   0.6230   0.0172
   0.750   0.6035   0.06094   0.05563  -0.1736   0.6203   0.0174
   1.000   0.6430   0.05942   0.05405  -0.1796   0.6177   0.0176
   1.250   0.6860   0.05783   0.05240  -0.1861   0.6153   0.0180
   1.500   0.7340   0.05611   0.05059  -0.1937   0.6131   0.0195
   1.750   0.7821   0.05455   0.04895  -0.2010   0.6115   0.0199
   2.000   0.8293   0.05316   0.04749  -0.2080   0.6100   0.0201
   2.250   0.8706   0.05229   0.04659  -0.2137   0.6076   0.0204
   2.500   0.9121   0.05153   0.04578  -0.2193   0.6047   0.0207
   2.750   0.9574   0.05067   0.04486  -0.2256   0.6019   0.0224
   3.000   1.0029   0.04985   0.04397  -0.2317   0.5992   0.0227
   3.250   1.0469   0.04916   0.04323  -0.2373   0.5971   0.0228
   3.500   1.0893   0.04858   0.04260  -0.2424   0.5950   0.0231
   3.750   1.1320   0.04802   0.04198  -0.2475   0.5927   0.0234
   4.000   1.1683   0.04796   0.04189  -0.2513   0.5896   0.0246
   4.250   1.2073   0.04781   0.04170  -0.2555   0.5863   0.0256
   4.500   1.2440   0.04774   0.04161  -0.2591   0.5835   0.0257
   5.000   1.3154   0.04768   0.04148  -0.2655   0.5782   0.0261
   5.250   1.3493   0.04774   0.04150  -0.2682   0.5749   0.0267
   5.500   1.3826   0.04781   0.04143  -0.2706   0.5602   0.0283
   5.750   1.4033   0.04849   0.04176  -0.2707   0.5200   0.0285
   6.000   1.3910   0.05161   0.04442  -0.2657   0.4569   0.0285
   6.250   1.3595   0.05662   0.04899  -0.2585   0.3834   0.0285
   6.500   1.3312   0.06180   0.05377  -0.2522   0.3036   0.0285
   6.750   1.2984   0.06768   0.05914  -0.2458   0.1890   0.0285
   7.000   1.2783   0.07279   0.06382  -0.2415   0.0423   0.0285
   7.250   1.2958   0.07467   0.06558  -0.2419   0.0157   0.0286
   7.500   1.3193   0.07601   0.06688  -0.2429   0.0136   0.0288
   8.000   1.3630   0.07887   0.06967  -0.2444   0.0117   0.0293
   8.250   1.3852   0.08039   0.07115  -0.2451   0.0114   0.0308
   8.500   1.4073   0.08194   0.07265  -0.2458   0.0112   0.0313
   8.750   1.4278   0.08351   0.07418  -0.2462   0.0110   0.0314
   9.000   1.4478   0.08515   0.07578  -0.2465   0.0109   0.0315
   9.250   1.4672   0.08686   0.07745  -0.2467   0.0107   0.0317
   9.500   1.4869   0.08859   0.07909  -0.2469   0.0106   0.0320
   9.750   1.5032   0.09035   0.08083  -0.2465   0.0105   0.0328
  10.000   1.5213   0.09216   0.08253  -0.2464   0.0104   0.0341
  10.250   1.5374   0.09418   0.08445  -0.2462   0.0103   0.0342
  10.500   1.5508   0.09620   0.08642  -0.2456   0.0102   0.0342
  10.750   1.5624   0.09820   0.08838  -0.2446   0.0101   0.0343
  11.000   1.5723   0.10026   0.09043  -0.2435   0.0101   0.0345
  11.250   1.5812   0.10237   0.09257  -0.2422   0.0100   0.0346
  11.500   1.5895   0.10450   0.09474  -0.2410   0.0099   0.0348
  11.750   1.5975   0.10666   0.09696  -0.2397   0.0099   0.0349
  12.000   1.6046   0.10895   0.09931  -0.2384   0.0098   0.0351
  12.250   1.6114   0.11125   0.10168  -0.2372   0.0098   0.0355
  12.500   1.6180   0.11357   0.10407  -0.2360   0.0097   0.0363
  12.750   1.6240   0.11598   0.10655  -0.2348   0.0096   0.0375
  13.000   1.6300   0.11836   0.10900  -0.2337   0.0094   0.0387
  13.250   1.6362   0.12071   0.11142  -0.2326   0.0092   0.0393
  13.500   1.6419   0.12313   0.11391  -0.2316   0.0090   0.0398
  13.750   1.6478   0.12549   0.11633  -0.2306   0.0088   0.0406
<< 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)