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=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
<< 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)