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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 29.63 at α=7°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-180-050-gn-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-200000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.250   0.2101   0.14398   0.13953  -0.1725   0.8587   0.0194
 -13.000   0.2143   0.14223   0.13777  -0.1723   0.8563   0.0196
 -12.750   0.2228   0.13992   0.13544  -0.1735   0.8548   0.0197
 -11.750   0.2252   0.13467   0.13022  -0.1687   0.8418   0.0201
 -11.500   0.2325   0.13266   0.12820  -0.1693   0.8401   0.0204
 -11.250   0.2423   0.13040   0.12592  -0.1706   0.8389   0.0207
 -11.000   0.2534   0.12800   0.12349  -0.1722   0.8379   0.0211
 -10.750   0.2658   0.12545   0.12092  -0.1742   0.8371   0.0215
 -10.500   0.2612   0.12484   0.12032  -0.1713   0.8330   0.0218
 -10.250   0.2859   0.12096   0.11638  -0.1767   0.8346   0.0223
  -9.250   0.2335   0.12210   0.11768  -0.1567   0.8102   0.0228
  -8.750   0.2422   0.10988   0.10574  -0.1417   0.7873   0.0231
  -8.250   0.2256   0.11822   0.11385  -0.1489   0.7955   0.0230
  -8.000   0.2309   0.11645   0.11207  -0.1487   0.7935   0.0233
  -7.750   0.2385   0.11452   0.11012  -0.1490   0.7921   0.0236
  -7.500   0.2473   0.11247   0.10806  -0.1497   0.7911   0.0239
  -7.250   0.2150   0.11492   0.11060  -0.1402   0.7806   0.0240
  -7.000   0.2179   0.11341   0.10908  -0.1394   0.7781   0.0243
  -6.750   0.2238   0.11161   0.10727  -0.1394   0.7765   0.0247
  -6.500   0.2305   0.10971   0.10535  -0.1395   0.7753   0.0253
  -6.250   0.2378   0.10779   0.10341  -0.1398   0.7744   0.0256
  -5.250   0.1667   0.11064   0.10645  -0.1177   0.7478   0.0257
  -5.000   0.1717   0.10895   0.10475  -0.1176   0.7456   0.0258
  -4.750   0.1808   0.10686   0.10264  -0.1185   0.7441   0.0258
  -4.250   0.1884   0.10348   0.09925  -0.1174   0.7392   0.0260
  -4.000   0.2133   0.09981   0.09553  -0.1213   0.7408   0.0264
  -3.250   0.1684   0.10181   0.09768  -0.1078   0.7175   0.0268
  -3.000   0.1769   0.10017   0.09604  -0.1084   0.7146   0.0275
  -2.750   0.1924   0.09790   0.09374  -0.1104   0.7129   0.0282
  -2.500   0.2114   0.09539   0.09120  -0.1132   0.7117   0.0285
  -2.250   0.2339   0.09274   0.08850  -0.1167   0.7108   0.0287
  -2.000   0.2136   0.09442   0.09025  -0.1116   0.7005   0.0287
  -1.750   0.2339   0.09235   0.08815  -0.1148   0.6982   0.0288
  -1.500   0.2611   0.08992   0.08567  -0.1195   0.6968   0.0289
  -1.250   0.2905   0.08725   0.08297  -0.1245   0.6958   0.0289
  -1.000   0.3113   0.08446   0.08014  -0.1268   0.6949   0.0292
  -0.750   0.3395   0.08196   0.07760  -0.1308   0.6942   0.0299
  -0.500   0.3734   0.07935   0.07494  -0.1362   0.6937   0.0307
  -0.250   0.4125   0.07668   0.07221  -0.1427   0.6933   0.0314
   0.250   0.4356   0.07684   0.07238  -0.1454   0.6798   0.0318
   0.500   0.4896   0.07445   0.06990  -0.1552   0.6793   0.0319
   0.750   0.5253   0.07178   0.06720  -0.1603   0.6786   0.0322
   1.000   0.5618   0.06952   0.06489  -0.1653   0.6781   0.0328
   1.250   0.6075   0.06739   0.06270  -0.1724   0.6777   0.0335
   1.500   0.6576   0.06533   0.06057  -0.1804   0.6774   0.0344
   1.750   0.7185   0.06345   0.05860  -0.1906   0.6771   0.0352
   2.250   0.8124   0.05999   0.05504  -0.2044   0.6755   0.0362
   2.500   0.8679   0.05796   0.05294  -0.2125   0.6760   0.0371
   3.500   0.8589   0.06015   0.05547  -0.1975   0.6301   0.0394
   4.000   1.0886   0.05666   0.05148  -0.2396   0.6575   0.0427
   5.000   1.2295   0.05708   0.05184  -0.2538   0.6459   0.0482
   5.250   1.2928   0.05685   0.05148  -0.2618   0.6454   0.0494
   5.500   1.3265   0.05532   0.04999  -0.2641   0.6449   0.0504
   6.000   1.4134   0.05320   0.04767  -0.2711   0.6290   0.0560
   6.250   1.4189   0.05426   0.04877  -0.2689   0.6168   0.0571
   6.500   1.4569   0.05309   0.04749  -0.2711   0.6023   0.0597
   6.750   1.5036   0.05297   0.04711  -0.2747   0.5844   0.0630
   7.000   1.5319   0.05170   0.04561  -0.2753   0.5506   0.0645
   7.250   1.5329   0.05331   0.04664  -0.2718   0.4793   0.0657
   7.500   1.5040   0.05818   0.05105  -0.2648   0.4094   0.0659
   7.750   1.4724   0.06382   0.05629  -0.2582   0.3386   0.0659
   8.000   1.4420   0.06971   0.06176  -0.2522   0.2550   0.0659
   8.250   1.4124   0.07582   0.06741  -0.2468   0.1462   0.0659
   8.500   1.3963   0.08084   0.07209  -0.2432   0.0389   0.0666
   9.000   1.4291   0.08482   0.07601  -0.2430   0.0290   0.0740
   9.250   1.4420   0.08661   0.07786  -0.2424   0.0278   0.0785
   9.500   1.4627   0.08866   0.07984  -0.2427   0.0268   0.0835
   9.750   1.4757   0.09051   0.08176  -0.2422   0.0260   0.0846
  10.000   1.5034   0.09250   0.08354  -0.2435   0.0253   0.0543
  10.250   1.5165   0.09468   0.08573  -0.2429   0.0248   0.0534
  10.500   1.5293   0.09694   0.08797  -0.2423   0.0243   0.0530
  10.750   1.5407   0.09941   0.09037  -0.2416   0.0240   0.0547
  11.000   1.5484   0.10222   0.09318  -0.2406   0.0236   0.0548
  11.250   1.5571   0.10479   0.09574  -0.2397   0.0232   0.0546
  11.500   1.5655   0.10729   0.09824  -0.2387   0.0227   0.0545
  11.750   1.5724   0.10986   0.10082  -0.2376   0.0222   0.0545
  12.000   1.5784   0.11243   0.10342  -0.2364   0.0217   0.0546
  12.250   1.5832   0.11512   0.10613  -0.2352   0.0214   0.0549
  12.500   1.5877   0.11780   0.10884  -0.2339   0.0212   0.0553
  12.750   1.5927   0.12038   0.11146  -0.2327   0.0209   0.0559
  13.000   1.5977   0.12292   0.11406  -0.2316   0.0207   0.0568
  13.250   1.6034   0.12535   0.11652  -0.2305   0.0205   0.0582
  13.500   1.6098   0.12760   0.11882  -0.2294   0.0203   0.0609
  13.750   1.6171   0.12968   0.12093  -0.2284   0.0200   0.0649
  14.000   1.6252   0.13159   0.12286  -0.2275   0.0198   0.0694
<< 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)