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