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=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
<< 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)