Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.91 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-180-050-gn-50000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 -0.0239 0.17336 0.16539 -0.1041 0.7698 0.0113
-12.500 -0.0249 0.17219 0.16424 -0.1030 0.7660 0.0118
-12.250 -0.0236 0.17068 0.16274 -0.1025 0.7628 0.0121
-12.000 -0.0205 0.16898 0.16104 -0.1023 0.7600 0.0122
-11.500 -0.0191 0.16616 0.15823 -0.1008 0.7537 0.0122
-11.250 -0.0204 0.16506 0.15715 -0.0996 0.7499 0.0122
-11.000 -0.0195 0.16362 0.15572 -0.0989 0.7466 0.0123
-10.750 -0.0169 0.16194 0.15402 -0.0986 0.7438 0.0123
-10.250 -0.0170 0.15943 0.15154 -0.0967 0.7370 0.0126
-10.000 -0.0183 0.15838 0.15051 -0.0954 0.7333 0.0131
-9.750 -0.0176 0.15701 0.14915 -0.0947 0.7300 0.0135
-9.500 -0.0153 0.15541 0.14755 -0.0943 0.7273 0.0140
-9.250 -0.0129 0.15374 0.14587 -0.0939 0.7247 0.0143
-9.000 -0.0179 0.15317 0.14534 -0.0918 0.7199 0.0144
-8.750 -0.0193 0.15204 0.14422 -0.0905 0.7163 0.0145
-8.500 -0.0189 0.15064 0.14282 -0.0897 0.7131 0.0145
-8.250 -0.0168 0.14904 0.14123 -0.0892 0.7104 0.0145
-8.000 -0.0182 0.14790 0.14010 -0.0879 0.7068 0.0145
-7.750 -0.0224 0.14719 0.13943 -0.0860 0.7024 0.0145
-7.500 -0.0238 0.14606 0.13833 -0.0848 0.6989 0.0146
-7.250 -0.0235 0.14473 0.13700 -0.0838 0.6959 0.0147
-6.750 -0.0272 0.14269 0.13499 -0.0810 0.6885 0.0154
-6.500 -0.0309 0.14190 0.13424 -0.0793 0.6845 0.0159
-6.250 -0.0327 0.14083 0.13317 -0.0779 0.6812 0.0163
-6.000 -0.0334 0.13950 0.13185 -0.0768 0.6783 0.0167
-5.750 -0.0354 0.13834 0.13070 -0.0754 0.6751 0.0168
-5.500 -0.0437 0.13803 0.13044 -0.0727 0.6699 0.0168
-5.250 -0.0482 0.13716 0.12960 -0.0708 0.6662 0.0168
-5.000 -0.0504 0.13600 0.12846 -0.0694 0.6631 0.0168
-4.500 -0.0531 0.13365 0.12613 -0.0671 0.6557 0.0169
-4.250 -0.0552 0.13263 0.12514 -0.0659 0.6513 0.0169
-4.000 -0.0539 0.13123 0.12376 -0.0653 0.6482 0.0169
-3.750 -0.0501 0.12953 0.12204 -0.0653 0.6454 0.0171
-3.500 -0.0443 0.12773 0.12022 -0.0656 0.6430 0.0174
-3.250 -0.0466 0.12707 0.11961 -0.0645 0.6375 0.0178
-3.000 -0.0433 0.12573 0.11829 -0.0644 0.6336 0.0183
-2.750 -0.0368 0.12408 0.11663 -0.0650 0.6307 0.0189
-2.500 -0.0279 0.12218 0.11471 -0.0660 0.6282 0.0192
-2.250 -0.0193 0.12041 0.11292 -0.0670 0.6252 0.0193
-2.000 -0.0152 0.11931 0.11182 -0.0673 0.6203 0.0193
-1.750 -0.0058 0.11768 0.11018 -0.0685 0.6166 0.0194
-1.500 0.0069 0.11578 0.10826 -0.0703 0.6138 0.0194
-1.250 0.0223 0.11375 0.10620 -0.0726 0.6115 0.0195
-1.000 0.0389 0.11176 0.10416 -0.0752 0.6090 0.0197
-0.750 0.0495 0.11068 0.10310 -0.0767 0.6042 0.0202
-0.500 0.0654 0.10921 0.10158 -0.0791 0.6004 0.0209
-0.250 0.0858 0.10741 0.09975 -0.0824 0.5976 0.0217
0.000 0.1090 0.10546 0.09774 -0.0862 0.5954 0.0219
0.250 0.1352 0.10341 0.09563 -0.0904 0.5934 0.0220
0.500 0.1552 0.10225 0.09444 -0.0937 0.5892 0.0221
0.750 0.1785 0.10095 0.09309 -0.0976 0.5852 0.0221
1.000 0.2067 0.09941 0.09150 -0.1022 0.5821 0.0223
1.250 0.2382 0.09789 0.08991 -0.1074 0.5797 0.0231
1.500 0.2713 0.09640 0.08835 -0.1127 0.5777 0.0242
1.750 0.3055 0.09506 0.08692 -0.1183 0.5752 0.0247
2.000 0.3332 0.09450 0.08633 -0.1229 0.5706 0.0248
2.250 0.3665 0.09366 0.08543 -0.1282 0.5670 0.0249
2.500 0.4036 0.09272 0.08441 -0.1342 0.5644 0.0250
2.750 0.4439 0.09184 0.08345 -0.1406 0.5622 0.0258
3.000 0.4831 0.09109 0.08263 -0.1465 0.5601 0.0269
3.250 0.5174 0.09102 0.08251 -0.1518 0.5562 0.0275
3.500 0.5512 0.09111 0.08256 -0.1570 0.5519 0.0276
3.750 0.5891 0.09103 0.08242 -0.1626 0.5488 0.0277
4.000 0.6289 0.09094 0.08226 -0.1684 0.5463 0.0278
4.250 0.6723 0.09091 0.08215 -0.1748 0.5440 0.0289
4.500 0.7082 0.09125 0.08245 -0.1796 0.5410 0.0300
4.750 0.7385 0.09227 0.08346 -0.1837 0.5361 0.0303
5.000 0.7738 0.09296 0.08411 -0.1885 0.5327 0.0304
5.250 0.8109 0.09357 0.08467 -0.1932 0.5299 0.0305
5.500 0.8491 0.09413 0.08519 -0.1980 0.5273 0.0308
5.750 0.8873 0.09501 0.08601 -0.2028 0.5244 0.0320
6.000 0.9113 0.09665 0.08768 -0.2054 0.5191 0.0328
6.250 0.9422 0.09784 0.08886 -0.2088 0.5156 0.0330
6.500 0.9748 0.09889 0.08989 -0.2122 0.5126 0.0331
6.750 1.0085 0.09982 0.09079 -0.2156 0.5100 0.0332
7.000 1.0361 0.10132 0.09228 -0.2183 0.5059 0.0334
7.250 1.0608 0.10319 0.09417 -0.2206 0.5012 0.0344
7.500 1.0904 0.10473 0.09571 -0.2234 0.4977 0.0355
7.750 1.1187 0.10600 0.09699 -0.2256 0.4946 0.0358
8.000 1.1488 0.10710 0.09807 -0.2279 0.4920 0.0359
8.250 1.1680 0.10937 0.10037 -0.2293 0.4866 0.0360
8.500 1.1907 0.11122 0.10224 -0.2308 0.4826 0.0361
8.750 1.2151 0.11277 0.10379 -0.2323 0.4791 0.0365
9.000 1.2414 0.11409 0.10511 -0.2337 0.4761 0.0378
9.250 1.2626 0.11609 0.10710 -0.2349 0.4717 0.0388
9.500 1.2810 0.11828 0.10930 -0.2357 0.4670 0.0391
9.750 1.3019 0.12001 0.11104 -0.2365 0.4631 0.0391
10.000 1.3244 0.12144 0.11246 -0.2372 0.4599 0.0392
10.250 1.3409 0.12349 0.11451 -0.2375 0.4539 0.0393
10.500 1.3523 0.12581 0.11682 -0.2373 0.4381 0.0394
10.750 1.3596 0.12833 0.11932 -0.2367 0.4054 0.0398
11.000 1.3732 0.12662 0.11425 -0.2328 0.0304 0.0410
11.250 1.3858 0.12883 0.11635 -0.2326 0.0260 0.0423
11.500 1.3983 0.13099 0.11842 -0.2323 0.0237 0.0432
11.750 1.4107 0.13302 0.12036 -0.2320 0.0221 0.0435
12.000 1.4222 0.13507 0.12234 -0.2316 0.0207 0.0437
12.250 1.4327 0.13714 0.12436 -0.2311 0.0196 0.0441
12.500 1.4421 0.13922 0.12645 -0.2305 0.0189 0.0452
12.750 1.4514 0.14130 0.12851 -0.2299 0.0185 0.0471
13.000 1.4607 0.14337 0.13062 -0.2294 0.0182 0.0488
13.250 1.4695 0.14546 0.13278 -0.2289 0.0177 0.0498
13.500 1.4777 0.14757 0.13498 -0.2284 0.0171 0.0516
13.750 1.4858 0.14969 0.13718 -0.2279 0.0165 0.0546
14.000 1.4935 0.15183 0.13943 -0.2275 0.0158 0.0573
14.250 1.5010 0.15400 0.14169 -0.2272 0.0153 0.0614
14.500 1.5083 0.15616 0.14402 -0.2268 0.0148 0.0670
14.750 1.5155 0.15833 0.14630 -0.2266 0.0144 0.0758
15.000 1.5227 0.16049 0.14865 -0.2263 0.0142 0.0946
15.250 1.5298 0.16266 0.15107 -0.2262 0.0140 0.1411
15.500 1.5369 0.16482 0.15349 -0.2261 0.0139 0.2238
15.750 1.5438 0.16566 0.15468 -0.2261 0.0138 1.0000
16.000 1.5506 0.16759 0.15670 -0.2258 0.0137 1.0000
16.250 1.5576 0.16941 0.15860 -0.2255 0.0136 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)