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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 16.05 at α=17°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-180-050-gn-50000.txt
Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.3765   0.21176   0.20628  -0.0132   1.0000   0.0380
 -10.500  -0.3762   0.21025   0.20479  -0.0130   1.0000   0.0383
 -10.250  -0.3760   0.20880   0.20335  -0.0127   1.0000   0.0386
 -10.000  -0.2748   0.19567   0.19080  -0.0225   0.9794   0.0396
  -9.750  -0.2699   0.19418   0.18930  -0.0235   0.9771   0.0401
  -9.500  -0.2644   0.19407   0.18916  -0.0248   0.9753   0.0405
  -9.250  -0.2668   0.19171   0.18682  -0.0237   0.9734   0.0409
  -9.000  -0.3628   0.20253   0.19712  -0.0153   0.9958   0.0396
  -8.750  -0.3577   0.20012   0.19470  -0.0161   0.9942   0.0400
  -8.500  -0.3542   0.19799   0.19258  -0.0165   0.9920   0.0404
  -8.250  -0.3482   0.19637   0.19094  -0.0177   0.9890   0.0408
  -8.000  -0.3410   0.19525   0.18981  -0.0193   0.9865   0.0412
  -7.750  -0.3390   0.19382   0.18837  -0.0194   0.9850   0.0416
  -7.500  -0.3380   0.19189   0.18645  -0.0193   0.9821   0.0420
  -7.250  -0.3331   0.19049   0.18505  -0.0202   0.9786   0.0424
  -7.000  -0.3260   0.18977   0.18432  -0.0219   0.9759   0.0430
  -6.750  -0.2566   0.18279   0.17787  -0.0257   0.9481   0.0441
  -6.500  -0.2547   0.17932   0.17440  -0.0251   0.9443   0.0445
  -6.250  -0.2512   0.17765   0.17271  -0.0255   0.9411   0.0449
  -6.000  -0.2465   0.17671   0.17175  -0.0264   0.9387   0.0455
  -5.750  -0.3218   0.18525   0.17985  -0.0223   0.9625   0.0442
  -5.500  -0.3237   0.18210   0.17672  -0.0209   0.9593   0.0445
  -5.250  -0.3216   0.17995   0.17456  -0.0208   0.9557   0.0449
  -5.000  -0.3171   0.17866   0.17327  -0.0215   0.9527   0.0453
  -4.750  -0.3124   0.17832   0.17292  -0.0223   0.9505   0.0458
  -4.500  -0.3220   0.17601   0.17065  -0.0194   0.9478   0.0461
  -4.250  -0.3233   0.17446   0.16912  -0.0187   0.9435   0.0466
  -4.000  -0.3184   0.17326   0.16791  -0.0196   0.9400   0.0471
  -3.750  -0.3096   0.17281   0.16744  -0.0216   0.9377   0.0478
  -3.500  -0.3144   0.17089   0.16554  -0.0201   0.9355   0.0483
  -3.250  -0.3138   0.16928   0.16394  -0.0200   0.9311   0.0487
  -3.000  -0.3041   0.16888   0.16352  -0.0228   0.9270   0.0491
  -2.750  -0.2849   0.17025   0.16487  -0.0285   0.9241   0.0493
  -2.500  -0.2876   0.16624   0.16087  -0.0263   0.9226   0.0496
  -2.250  -0.2903   0.16278   0.15744  -0.0245   0.9190   0.0499
  -2.000  -0.2844   0.16026   0.15492  -0.0251   0.9150   0.0504
  -1.750  -0.2721   0.15848   0.15312  -0.0272   0.9116   0.0512
  -1.500  -0.2544   0.15777   0.15235  -0.0308   0.9094   0.0521
  -1.250  -0.2570   0.15494   0.14955  -0.0297   0.9070   0.0525
  -1.000  -0.2485   0.15282   0.14742  -0.0311   0.9028   0.0533
  -0.750  -0.2303   0.15139   0.14596  -0.0349   0.8990   0.0544
  -0.500  -0.1897   0.15259   0.14705  -0.0451   0.8959   0.0554
  -0.250  -0.1776   0.15052   0.14498  -0.0472   0.8942   0.0558
   0.000  -0.1807   0.14663   0.14111  -0.0450   0.8905   0.0562
   0.250  -0.1699   0.14410   0.13857  -0.0463   0.8865   0.0570
   0.500  -0.1497   0.14240   0.13684  -0.0498   0.8832   0.0581
   0.750  -0.1206   0.14178   0.13615  -0.0554   0.8809   0.0596
   1.000  -0.1063   0.13989   0.13424  -0.0580   0.8788   0.0609
   1.250  -0.0805   0.13858   0.13289  -0.0634   0.8741   0.0622
   1.500  -0.0351   0.13862   0.13282  -0.0735   0.8702   0.0633
   1.750  -0.0241   0.13583   0.13004  -0.0739   0.8676   0.0644
   2.000   0.0061   0.13555   0.12970  -0.0791   0.8657   0.0664
   2.250   0.0150   0.13295   0.12711  -0.0801   0.8627   0.0676
   2.500   0.0442   0.13187   0.12596  -0.0855   0.8579   0.0697
   2.750   0.1253   0.13538   0.12929  -0.1038   0.8540   0.0721
   3.000   0.1341   0.13241   0.12634  -0.1032   0.8518   0.0731
   3.250   0.1573   0.13186   0.12575  -0.1064   0.8502   0.0756
   3.500   0.1677   0.12944   0.12336  -0.1075   0.8458   0.0776
   3.750   0.2199   0.13087   0.12467  -0.1179   0.8410   0.0819
   4.000   0.2666   0.13157   0.12530  -0.1266   0.8380   0.0836
   4.250   0.2945   0.13153   0.12523  -0.1304   0.8361   0.0864
   4.500   0.3134   0.13076   0.12446  -0.1331   0.8336   0.0891
   4.750   0.3580   0.13210   0.12571  -0.1416   0.8279   0.0939
   5.000   0.3910   0.13202   0.12563  -0.1468   0.8242   0.0965
   5.250   0.4258   0.13310   0.12667  -0.1520   0.8217   0.1019
   5.500   0.4938   0.13848   0.13189  -0.1650   0.8197   0.1080
   5.750   0.4905   0.13492   0.12843  -0.1629   0.8150   0.1094
   6.000   0.5163   0.13515   0.12866  -0.1662   0.8104   0.1143
   6.250   0.5751   0.13927   0.13267  -0.1767   0.8070   0.1220
   6.500   0.6053   0.14100   0.13441  -0.1803   0.8052   0.1295
   6.750   0.6320   0.14208   0.13546  -0.1850   0.8013   0.1360
   7.000   0.6466   0.14131   0.13476  -0.1860   0.7963   0.1407
   7.250   0.6927   0.14474   0.13812  -0.1933   0.7924   0.1511
   7.500   0.7274   0.14751   0.14090  -0.1978   0.7901   0.1623
   7.750   0.7523   0.14933   0.14274  -0.2011   0.7879   0.1697
   8.000   0.7715   0.14965   0.14307  -0.2037   0.7818   0.1807
   8.250   0.6297   0.14082   0.13540  -0.1682   0.7384   0.1824
   8.500   0.6513   0.14195   0.13658  -0.1710   0.7317   0.1968
   8.750   0.6814   0.14485   0.13952  -0.1749   0.7278   0.2144
   9.000   0.7185   0.14995   0.14464  -0.1799   0.7256   0.2385
   9.250   0.7168   0.14791   0.14271  -0.1793   0.7197   0.2475
   9.500   0.7433   0.15053   0.14538  -0.1827   0.7139   0.2751
   9.750   0.7739   0.15435   0.14928  -0.1865   0.7106   0.3108
  10.000   0.7982   0.15816   0.15318  -0.1894   0.7084   0.3631
  10.500   0.8236   0.15988   0.15519  -0.1918   0.6965   0.5521
  10.750   0.8596   0.16509   0.16045  -0.1965   0.6937   0.6605
  11.000   0.8680   0.16620   0.16162  -0.1977   0.6895   0.7018
  11.250   0.8870   0.16831   0.16376  -0.2001   0.6826   0.7434
  11.500   0.9152   0.17220   0.16767  -0.2034   0.6785   0.7820
  11.750   0.9463   0.17778   0.17331  -0.2066   0.6763   0.8156
  12.000   0.9383   0.17594   0.17162  -0.2056   0.6690   0.8207
  12.250   0.9593   0.17888   0.17463  -0.2076   0.6635   0.8173
  12.500   0.9775   0.18210   0.17787  -0.2092   0.6575   0.7835
  12.750   0.9999   0.18428   0.18010  -0.2106   0.6413   0.6946
  13.000   1.0199   0.18580   0.18171  -0.2114   0.6245   0.5987
  13.250   1.0373   0.18664   0.18265  -0.2120   0.6057   0.5041
  13.500   1.5368   0.13822   0.12923  -0.2259   0.1416   0.2634
  13.750   1.5293   0.14260   0.13326  -0.2251   0.1215   0.2684
  14.000   1.5301   0.14592   0.13650  -0.2245   0.1138   0.2800
  14.250   1.5326   0.14899   0.13960  -0.2239   0.1089   0.2965
  14.500   1.5354   0.15202   0.14262  -0.2233   0.1055   0.3177
  14.750   1.5409   0.15467   0.14535  -0.2228   0.1030   0.3613
  15.000   1.5520   0.15590   0.14699  -0.2228   0.1010   1.0000
  15.250   1.5633   0.15760   0.14832  -0.2219   0.0993   1.0000
  15.500   1.5745   0.15859   0.14923  -0.2206   0.0977   1.0000
  15.750   1.5896   0.15865   0.14921  -0.2190   0.0958   1.0000
  16.000   1.6124   0.15698   0.14741  -0.2168   0.0932   1.0000
  16.250   1.6897   0.14519   0.13514  -0.2113   0.0895   1.0000
  16.500   1.9186   0.12213   0.11169  -0.2095   0.0908   1.0000
  16.750   1.9526   0.12255   0.11250  -0.2086   0.0926   1.0000
  17.000   1.9871   0.12379   0.11415  -0.2079   0.0941   1.0000
  17.250   2.0134   0.12597   0.11677  -0.2070   0.0955   1.0000
  17.500   2.0412   0.12889   0.12017  -0.2062   0.0983   1.0000
  17.750   2.1266   0.13393   0.12548  -0.2084   0.1053   1.0000
  18.000   2.0915   0.13632   0.12838  -0.2047   0.1064   1.0000
  18.250   2.0606   0.13981   0.13241  -0.2019   0.1083   1.0000
  18.500   2.0394   0.14427   0.13736  -0.2001   0.1111   1.0000
  18.750   2.0835   0.15059   0.14397  -0.2003   0.1198   1.0000
  19.000   2.0435   0.15424   0.14803  -0.1986   0.1205   1.0000
  19.250   2.0027   0.15902   0.15321  -0.1979   0.1213   1.0000
<< 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)