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=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
<< 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)