Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 33.45 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-180-050-gn-500000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.250 0.4209 0.11798 0.11379 -0.2436 0.8062 0.0044
-14.000 0.4263 0.11643 0.11223 -0.2435 0.8038 0.0043
-13.750 0.4312 0.11476 0.11055 -0.2434 0.8009 0.0044
-13.500 0.4361 0.11322 0.10901 -0.2431 0.7978 0.0046
-13.250 0.4399 0.11168 0.10746 -0.2425 0.7941 0.0051
-13.000 0.4439 0.11022 0.10599 -0.2420 0.7913 0.0051
-12.750 0.4473 0.10873 0.10449 -0.2412 0.7888 0.0053
-12.500 0.4512 0.10723 0.10299 -0.2407 0.7860 0.0054
-12.250 0.4538 0.10579 0.10154 -0.2397 0.7821 0.0056
-12.000 0.4562 0.10454 0.10029 -0.2385 0.7789 0.0055
-11.750 0.4574 0.10333 0.09908 -0.2369 0.7759 0.0056
-11.500 0.4583 0.10203 0.09778 -0.2354 0.7734 0.0057
-11.250 0.4603 0.10065 0.09641 -0.2342 0.7707 0.0060
-11.000 0.4623 0.09948 0.09525 -0.2328 0.7671 0.0061
-10.750 0.4635 0.09833 0.09409 -0.2313 0.7635 0.0063
-10.500 0.4629 0.09727 0.09303 -0.2292 0.7601 0.0064
-10.250 0.4625 0.09619 0.09195 -0.2271 0.7575 0.0068
-10.000 0.4632 0.09499 0.09077 -0.2254 0.7545 0.0071
-9.750 0.4639 0.09391 0.08969 -0.2237 0.7510 0.0071
-9.500 0.4629 0.09290 0.08869 -0.2215 0.7472 0.0072
-9.250 0.4601 0.09202 0.08781 -0.2188 0.7435 0.0073
-9.000 0.4592 0.09104 0.08684 -0.2166 0.7411 0.0074
-8.750 0.4591 0.08997 0.08578 -0.2146 0.7383 0.0076
-8.500 0.4573 0.08900 0.08483 -0.2122 0.7348 0.0077
-8.250 0.4537 0.08830 0.08414 -0.2093 0.7305 0.0078
-8.000 0.4499 0.08754 0.08338 -0.2063 0.7266 0.0081
-7.750 0.4480 0.08668 0.08254 -0.2038 0.7241 0.0083
-7.500 0.4443 0.08593 0.08181 -0.2009 0.7208 0.0085
-7.250 0.4394 0.08524 0.08113 -0.1978 0.7168 0.0089
-7.000 0.4340 0.08468 0.08058 -0.1944 0.7124 0.0088
-6.750 0.4266 0.08416 0.08008 -0.1906 0.7090 0.0090
-6.500 0.4200 0.08364 0.07959 -0.1870 0.7064 0.0091
-6.250 0.4121 0.08321 0.07918 -0.1831 0.7027 0.0092
-6.000 0.4034 0.08278 0.07877 -0.1791 0.6980 0.0093
-5.750 0.3976 0.08212 0.07812 -0.1759 0.6942 0.0094
-5.500 0.3955 0.08115 0.07716 -0.1736 0.6911 0.0096
-5.250 0.3962 0.08005 0.07607 -0.1720 0.6884 0.0097
-5.000 0.3957 0.07896 0.07500 -0.1701 0.6850 0.0098
-4.750 0.3952 0.07801 0.07406 -0.1681 0.6807 0.0098
-4.500 0.3965 0.07703 0.07307 -0.1666 0.6768 0.0102
-4.250 0.4011 0.07577 0.07182 -0.1658 0.6741 0.0106
-4.000 0.4060 0.07449 0.07055 -0.1652 0.6714 0.0107
-3.750 0.4115 0.07320 0.06927 -0.1647 0.6680 0.0108
-3.500 0.4181 0.07192 0.06798 -0.1644 0.6638 0.0109
-3.250 0.4260 0.07057 0.06661 -0.1644 0.6601 0.0110
-3.000 0.4372 0.06907 0.06511 -0.1651 0.6575 0.0112
-2.750 0.4499 0.06751 0.06355 -0.1662 0.6551 0.0115
-2.500 0.4643 0.06592 0.06194 -0.1677 0.6518 0.0117
-2.250 0.4799 0.06439 0.06039 -0.1693 0.6481 0.0119
-2.000 0.4977 0.06278 0.05876 -0.1714 0.6447 0.0122
-1.750 0.5183 0.06112 0.05708 -0.1740 0.6419 0.0128
-1.500 0.5418 0.05940 0.05534 -0.1773 0.6396 0.0132
-1.250 0.5671 0.05770 0.05362 -0.1808 0.6372 0.0134
-1.000 0.5946 0.05599 0.05187 -0.1848 0.6338 0.0138
-0.750 0.6236 0.05434 0.05018 -0.1890 0.6304 0.0140
-0.500 0.6557 0.05262 0.04841 -0.1938 0.6273 0.0144
-0.250 0.6900 0.05099 0.04674 -0.1989 0.6250 0.0152
0.000 0.7274 0.04931 0.04503 -0.2046 0.6232 0.0155
0.250 0.7664 0.04770 0.04338 -0.2105 0.6205 0.0158
0.500 0.8067 0.04616 0.04178 -0.2165 0.6175 0.0161
0.750 0.8471 0.04475 0.04031 -0.2225 0.6139 0.0166
1.000 0.8883 0.04343 0.03894 -0.2285 0.6111 0.0169
1.250 0.9307 0.04218 0.03764 -0.2346 0.6090 0.0179
1.500 0.9747 0.04096 0.03639 -0.2409 0.6071 0.0183
1.750 1.0178 0.03990 0.03527 -0.2468 0.6040 0.0186
2.000 1.0601 0.03896 0.03428 -0.2525 0.6004 0.0191
2.250 1.1028 0.03809 0.03336 -0.2581 0.5971 0.0197
2.500 1.1430 0.03741 0.03263 -0.2630 0.5944 0.0205
2.750 1.1833 0.03677 0.03195 -0.2678 0.5922 0.0209
3.000 1.2186 0.03643 0.03155 -0.2715 0.5844 0.0212
3.250 1.2362 0.03704 0.03204 -0.2717 0.5656 0.0215
3.500 1.2550 0.03769 0.03257 -0.2721 0.5490 0.0218
3.750 1.2475 0.03989 0.03456 -0.2677 0.5117 0.0220
4.000 1.2471 0.04186 0.03633 -0.2648 0.4774 0.0221
4.250 1.2398 0.04442 0.03867 -0.2608 0.4357 0.0223
4.500 1.1986 0.04944 0.04325 -0.2514 0.3445 0.0224
4.750 1.1566 0.05486 0.04817 -0.2425 0.2235 0.0222
5.000 1.1500 0.05811 0.05108 -0.2394 0.1239 0.0224
5.250 1.1581 0.06045 0.05316 -0.2388 0.0127 0.0231
5.500 1.1872 0.06113 0.05379 -0.2410 0.0109 0.0237
5.750 1.2166 0.06183 0.05443 -0.2433 0.0105 0.0239
6.000 1.2453 0.06258 0.05514 -0.2453 0.0102 0.0242
6.250 1.2731 0.06344 0.05595 -0.2472 0.0099 0.0246
6.500 1.2994 0.06441 0.05687 -0.2487 0.0097 0.0251
6.750 1.3271 0.06539 0.05779 -0.2504 0.0094 0.0259
7.000 1.3507 0.06645 0.05881 -0.2513 0.0093 0.0266
7.250 1.3750 0.06751 0.05983 -0.2523 0.0092 0.0267
7.500 1.3986 0.06865 0.06093 -0.2531 0.0090 0.0270
7.750 1.4210 0.06992 0.06215 -0.2537 0.0090 0.0273
8.000 1.4431 0.07122 0.06339 -0.2542 0.0089 0.0277
8.250 1.4655 0.07251 0.06463 -0.2547 0.0088 0.0282
8.750 1.5112 0.07515 0.06711 -0.2557 0.0087 0.0296
9.000 1.5336 0.07658 0.06842 -0.2562 0.0086 0.0299
9.250 1.5659 0.07764 0.06903 -0.2580 0.0086 0.0312
9.500 1.5802 0.07921 0.07049 -0.2571 0.0085 0.0321
9.750 1.5917 0.08091 0.07220 -0.2558 0.0085 0.0323
10.000 1.6028 0.08269 0.07399 -0.2545 0.0084 0.0323
10.250 1.6125 0.08461 0.07594 -0.2530 0.0084 0.0324
10.500 1.6225 0.08650 0.07785 -0.2516 0.0083 0.0324
10.750 1.6324 0.08840 0.07978 -0.2503 0.0082 0.0325
11.000 1.6416 0.09040 0.08182 -0.2489 0.0081 0.0326
11.250 1.6505 0.09243 0.08390 -0.2475 0.0080 0.0326
11.500 1.6599 0.09440 0.08591 -0.2462 0.0080 0.0327
11.750 1.6689 0.09646 0.08802 -0.2449 0.0079 0.0329
12.000 1.6767 0.09869 0.09030 -0.2436 0.0078 0.0330
12.250 1.6849 0.10085 0.09251 -0.2424 0.0078 0.0331
12.500 1.6931 0.10299 0.09470 -0.2411 0.0077 0.0333
12.750 1.6999 0.10532 0.09710 -0.2399 0.0077 0.0336
13.000 1.7069 0.10761 0.09945 -0.2386 0.0076 0.0338
13.250 1.7142 0.10983 0.10172 -0.2374 0.0075 0.0341
13.500 1.7205 0.11218 0.10413 -0.2362 0.0075 0.0347
13.750 1.7264 0.11456 0.10658 -0.2350 0.0074 0.0361
14.000 1.7328 0.11684 0.10894 -0.2339 0.0073 0.0378
14.250 1.7385 0.11919 0.11136 -0.2328 0.0073 0.0393
14.500 1.7437 0.12163 0.11386 -0.2317 0.0072 0.0419
14.750 1.7496 0.12395 0.11627 -0.2307 0.0071 0.0601
15.000 1.7556 0.12630 0.11876 -0.2298 0.0070 0.1477
15.250 1.7603 0.12875 0.12130 -0.2289 0.0070 0.1724
15.500 1.7657 0.13106 0.12370 -0.2280 0.0069 0.1928
15.750 1.7714 0.13331 0.12601 -0.2271 0.0068 0.2147
16.000 1.7762 0.13567 0.12845 -0.2263 0.0067 0.2387
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)