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