Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.51 at α=18.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-180-050-gn-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 -0.1351 0.20115 0.19436 -0.0804 0.8846 0.0320
-12.500 -0.1270 0.19827 0.19145 -0.0817 0.8825 0.0323
-12.250 -0.1172 0.19582 0.18896 -0.0835 0.8807 0.0326
-12.000 -0.1262 0.19522 0.18841 -0.0804 0.8768 0.0327
-11.750 -0.1277 0.19390 0.18711 -0.0792 0.8732 0.0330
-11.500 -0.1236 0.19212 0.18533 -0.0795 0.8703 0.0335
-11.250 -0.1163 0.19011 0.18330 -0.0807 0.8679 0.0339
-11.000 -0.1068 0.18799 0.18115 -0.0825 0.8661 0.0343
-10.750 -0.1157 0.18750 0.18071 -0.0794 0.8621 0.0346
-10.500 -0.1186 0.18648 0.17972 -0.0779 0.8584 0.0348
-10.000 -0.1088 0.18322 0.17643 -0.0791 0.8529 0.0351
-9.000 -0.1116 0.17909 0.17238 -0.0758 0.8400 0.0355
-8.750 -0.1043 0.17609 0.16936 -0.0765 0.8377 0.0358
-8.500 -0.0949 0.17366 0.16689 -0.0779 0.8358 0.0363
-8.250 -0.1074 0.17342 0.16672 -0.0740 0.8310 0.0365
-8.000 -0.1103 0.17234 0.16567 -0.0725 0.8275 0.0369
-7.750 -0.1079 0.17083 0.16414 -0.0723 0.8246 0.0373
-7.500 -0.1017 0.16902 0.16232 -0.0730 0.8221 0.0377
-7.250 -0.0928 0.16706 0.16033 -0.0744 0.8201 0.0381
-7.000 -0.1096 0.16717 0.16053 -0.0696 0.8147 0.0382
-6.750 -0.1123 0.16623 0.15961 -0.0683 0.8113 0.0385
-6.500 -0.1105 0.16493 0.15832 -0.0680 0.8084 0.0388
-6.250 -0.1052 0.16347 0.15683 -0.0686 0.8060 0.0390
-6.000 -0.1106 0.16289 0.15628 -0.0667 0.8023 0.0391
-5.750 -0.1212 0.16276 0.15621 -0.0637 0.7978 0.0392
-5.500 -0.1257 0.16235 0.15581 -0.0621 0.7946 0.0393
-5.250 -0.1256 0.16133 0.15481 -0.0616 0.7918 0.0394
-5.000 -0.1173 0.15811 0.15157 -0.0621 0.7897 0.0398
-4.750 -0.1286 0.15745 0.15096 -0.0588 0.7848 0.0400
-4.500 -0.1326 0.15627 0.14982 -0.0571 0.7810 0.0404
-4.250 -0.1313 0.15477 0.14833 -0.0566 0.7782 0.0408
-4.000 -0.1253 0.15298 0.14653 -0.0572 0.7756 0.0412
-3.750 -0.1148 0.15088 0.14439 -0.0587 0.7735 0.0418
-3.500 -0.1270 0.15048 0.14406 -0.0555 0.7679 0.0420
-3.250 -0.1258 0.14917 0.14275 -0.0551 0.7643 0.0423
-3.000 -0.1194 0.14754 0.14112 -0.0560 0.7615 0.0428
-2.750 -0.1077 0.14574 0.13928 -0.0579 0.7591 0.0433
-2.500 -0.0961 0.14421 0.13772 -0.0600 0.7564 0.0436
-2.250 -0.0999 0.14371 0.13726 -0.0590 0.7510 0.0438
-1.750 -0.0800 0.13981 0.13336 -0.0619 0.7450 0.0444
-1.500 -0.0670 0.13716 0.13066 -0.0634 0.7428 0.0451
-1.250 -0.0571 0.13541 0.12890 -0.0646 0.7396 0.0456
-1.000 -0.0551 0.13428 0.12779 -0.0644 0.7347 0.0461
-0.750 -0.0408 0.13250 0.12599 -0.0667 0.7313 0.0468
-0.500 -0.0203 0.13060 0.12405 -0.0702 0.7286 0.0476
0.000 0.0340 0.12792 0.12122 -0.0809 0.7232 0.0491
0.500 0.0593 0.12444 0.11774 -0.0842 0.7150 0.0501
0.750 0.0821 0.12234 0.11559 -0.0875 0.7123 0.0513
1.000 0.1141 0.12049 0.11366 -0.0930 0.7103 0.0528
1.250 0.1418 0.11939 0.11250 -0.0979 0.7073 0.0540
1.500 0.1660 0.11917 0.11225 -0.1026 0.7023 0.0550
2.000 0.2306 0.11611 0.10908 -0.1133 0.6960 0.0566
2.250 0.2647 0.11447 0.10735 -0.1184 0.6939 0.0589
2.500 0.2988 0.11419 0.10702 -0.1243 0.6907 0.0614
2.750 0.3422 0.11556 0.10830 -0.1331 0.6855 0.0628
3.000 0.3720 0.11420 0.10691 -0.1374 0.6820 0.0635
3.250 0.3991 0.11245 0.10513 -0.1406 0.6794 0.0653
3.500 0.4442 0.11181 0.10439 -0.1476 0.6773 0.0685
4.000 0.5099 0.11340 0.10592 -0.1588 0.6684 0.0730
4.250 0.5377 0.11264 0.10515 -0.1621 0.6650 0.0755
4.500 0.5842 0.11282 0.10524 -0.1691 0.6623 0.0797
4.750 0.6545 0.11452 0.10678 -0.1809 0.6603 0.0831
5.000 0.6548 0.11466 0.10701 -0.1798 0.6549 0.0845
5.250 0.6778 0.11500 0.10737 -0.1824 0.6506 0.0889
5.750 0.7663 0.11640 0.10865 -0.1946 0.6449 0.0986
6.000 0.8116 0.11773 0.10991 -0.2006 0.6425 0.1059
6.500 0.8483 0.12042 0.11269 -0.2047 0.6321 0.1118
6.750 0.8960 0.12228 0.11448 -0.2109 0.6292 0.1221
7.000 0.9294 0.12239 0.11460 -0.2139 0.6272 0.1316
7.250 0.9432 0.12543 0.11767 -0.2158 0.6210 0.1362
7.500 0.9615 0.12610 0.11842 -0.2170 0.6167 0.1420
7.750 0.9987 0.12766 0.11995 -0.2210 0.6134 0.1522
8.000 1.0381 0.12907 0.12134 -0.2249 0.6111 0.1657
8.250 1.0488 0.13055 0.12294 -0.2252 0.6066 0.1742
8.500 1.0631 0.13255 0.12501 -0.2263 0.6011 0.1865
8.750 1.0931 0.13432 0.12678 -0.2288 0.5974 0.2104
9.000 1.1250 0.13530 0.12781 -0.2313 0.5949 0.2296
9.500 1.1520 0.13946 0.13214 -0.2327 0.5852 0.2698
10.000 1.0045 0.13992 0.13407 -0.2010 0.5427 0.3109
10.250 0.9980 0.14223 0.13654 -0.2003 0.5347 0.3333
11.250 1.0956 0.15124 0.14548 -0.2085 0.5132 0.1269
11.500 1.1915 0.14068 0.13442 -0.2087 0.4713 0.1083
11.750 1.2081 0.13932 0.13311 -0.2071 0.4502 0.1106
12.250 1.4954 0.12804 0.11802 -0.2314 0.2089 0.1097
12.500 1.4723 0.13421 0.12323 -0.2299 0.0881 0.1096
12.750 1.4703 0.13785 0.12665 -0.2291 0.0701 0.1113
13.000 1.4739 0.14074 0.12944 -0.2284 0.0636 0.1150
13.250 1.4804 0.14327 0.13195 -0.2278 0.0596 0.1198
13.500 1.4861 0.14585 0.13457 -0.2272 0.0567 0.1241
13.750 1.4912 0.14849 0.13725 -0.2267 0.0548 0.1284
14.000 1.4958 0.15120 0.13997 -0.2263 0.0534 0.1348
14.250 1.5021 0.15362 0.14252 -0.2258 0.0524 0.1456
14.500 1.5087 0.15600 0.14506 -0.2254 0.0514 0.1584
14.750 1.5154 0.15833 0.14751 -0.2250 0.0506 0.1799
15.000 1.5227 0.16058 0.14997 -0.2247 0.0497 0.2195
15.250 1.5320 0.16201 0.15194 -0.2248 0.0490 0.8869
15.500 1.5404 0.16325 0.15305 -0.2241 0.0483 1.0000
15.750 1.5498 0.16452 0.15429 -0.2233 0.0477 1.0000
16.000 1.5614 0.16525 0.15499 -0.2223 0.0470 1.0000
16.250 1.5760 0.16521 0.15495 -0.2209 0.0463 1.0000
16.500 1.5957 0.16394 0.15358 -0.2191 0.0452 1.0000
16.750 1.6325 0.15900 0.14841 -0.2159 0.0434 1.0000
17.000 1.6695 0.15499 0.14450 -0.2132 0.0421 1.0000
17.250 1.7319 0.14718 0.13665 -0.2098 0.0414 1.0000
17.500 1.7911 0.14158 0.13114 -0.2076 0.0410 1.0000
17.750 1.8357 0.13924 0.12895 -0.2063 0.0408 1.0000
18.000 1.8687 0.13890 0.12884 -0.2053 0.0408 1.0000
18.250 1.8905 0.13994 0.13014 -0.2045 0.0405 1.0000
18.500 1.9048 0.14173 0.13226 -0.2037 0.0400 1.0000
18.750 1.9140 0.14399 0.13481 -0.2030 0.0395 1.0000
19.000 1.9198 0.14658 0.13768 -0.2024 0.0391 1.0000
19.250 1.9222 0.14949 0.14088 -0.2018 0.0387 1.0000
19.500 1.9211 0.15274 0.14444 -0.2014 0.0387 1.0000
19.750 1.9167 0.15636 0.14839 -0.2012 0.0388 1.0000
20.000 1.9095 0.16027 0.15263 -0.2012 0.0390 1.0000
20.250 1.9002 0.16442 0.15709 -0.2015 0.0392 1.0000
20.500 1.8890 0.16881 0.16182 -0.2021 0.0395 1.0000
20.750 1.8754 0.17358 0.16690 -0.2031 0.0397 1.0000
21.000 1.8600 0.17869 0.17231 -0.2047 0.0400 1.0000
21.250 1.8434 0.18416 0.17806 -0.2067 0.0402 1.0000
21.500 1.8260 0.19003 0.18419 -0.2093 0.0405 1.0000
21.750 1.8079 0.19630 0.19071 -0.2125 0.0408 1.0000
22.000 1.7894 0.20303 0.19764 -0.2163 0.0412 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)