Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 46.7 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-180-050-gn-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-180-050-gn-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 0.5156 0.10922 0.10555 -0.2680 0.8810 0.0143
-13.250 0.5123 0.10812 0.10448 -0.2651 0.8775 0.0144
-13.000 0.5104 0.10713 0.10350 -0.2626 0.8740 0.0144
-12.750 0.5161 0.10530 0.10166 -0.2627 0.8712 0.0145
-12.500 0.5273 0.10326 0.09959 -0.2642 0.8690 0.0146
-12.250 0.5427 0.10124 0.09753 -0.2669 0.8671 0.0149
-12.000 0.5585 0.09906 0.09532 -0.2697 0.8653 0.0149
-11.750 0.5469 0.09888 0.09519 -0.2640 0.8612 0.0150
-11.500 0.5477 0.09782 0.09414 -0.2621 0.8579 0.0153
-11.250 0.5552 0.09626 0.09256 -0.2623 0.8552 0.0161
-11.000 0.5668 0.09428 0.09055 -0.2638 0.8528 0.0167
-10.750 0.5817 0.09203 0.08826 -0.2664 0.8509 0.0169
-10.500 0.5729 0.09160 0.08788 -0.2616 0.8470 0.0169
-10.250 0.5689 0.09072 0.08701 -0.2583 0.8434 0.0170
-9.500 0.5964 0.08565 0.08186 -0.2602 0.8357 0.0174
-9.250 0.5833 0.08557 0.08185 -0.2541 0.8315 0.0175
-9.000 0.5760 0.08515 0.08146 -0.2497 0.8276 0.0177
-8.750 0.5794 0.08405 0.08034 -0.2484 0.8246 0.0180
-8.500 0.5886 0.08255 0.07882 -0.2487 0.8221 0.0185
-8.250 0.5979 0.08103 0.07726 -0.2492 0.8196 0.0191
-8.000 0.5750 0.08145 0.07777 -0.2405 0.8145 0.0195
-7.750 0.5701 0.08081 0.07714 -0.2370 0.8108 0.0195
-7.500 0.5730 0.07956 0.07587 -0.2357 0.8078 0.0197
-7.250 0.5813 0.07801 0.07428 -0.2361 0.8053 0.0199
-7.000 0.5612 0.07838 0.07473 -0.2283 0.8005 0.0198
-6.750 0.5470 0.07829 0.07467 -0.2224 0.7960 0.0199
-6.500 0.5431 0.07759 0.07397 -0.2194 0.7927 0.0199
-6.250 0.5455 0.07643 0.07279 -0.2182 0.7899 0.0199
-6.000 0.5242 0.07682 0.07325 -0.2105 0.7850 0.0199
-5.750 0.5112 0.07657 0.07304 -0.2048 0.7805 0.0200
-5.500 0.5134 0.07547 0.07193 -0.2032 0.7774 0.0202
-5.250 0.5232 0.07398 0.07041 -0.2034 0.7750 0.0204
-5.000 0.5297 0.07271 0.06913 -0.2029 0.7723 0.0207
-4.750 0.5059 0.07321 0.06972 -0.1948 0.7666 0.0207
-4.500 0.5067 0.07227 0.06879 -0.1928 0.7628 0.0212
-4.250 0.5170 0.07069 0.06718 -0.1932 0.7602 0.0219
-4.000 0.5333 0.06868 0.06513 -0.1952 0.7581 0.0225
-3.750 0.5237 0.06833 0.06483 -0.1909 0.7537 0.0226
-3.500 0.5197 0.06769 0.06422 -0.1879 0.7490 0.0227
-3.250 0.5317 0.06607 0.06258 -0.1888 0.7460 0.0227
-3.000 0.5511 0.06403 0.06050 -0.1914 0.7438 0.0228
-2.750 0.5778 0.06165 0.05806 -0.1959 0.7419 0.0228
-2.500 0.5728 0.06113 0.05760 -0.1924 0.7376 0.0229
-2.250 0.5760 0.06031 0.05680 -0.1908 0.7335 0.0230
-2.000 0.5929 0.05891 0.05538 -0.1922 0.7306 0.0234
-1.750 0.6180 0.05712 0.05355 -0.1956 0.7284 0.0241
-1.500 0.6491 0.05505 0.05143 -0.2003 0.7267 0.0251
-1.250 0.6908 0.05254 0.04886 -0.2077 0.7253 0.0257
-1.000 0.7006 0.05189 0.04824 -0.2077 0.7210 0.0258
-0.750 0.7290 0.05039 0.04672 -0.2118 0.7177 0.0258
-0.500 0.7610 0.04851 0.04481 -0.2164 0.7153 0.0259
-0.250 0.7900 0.04696 0.04323 -0.2199 0.7132 0.0263
0.000 0.8287 0.04530 0.04152 -0.2255 0.7116 0.0271
0.250 0.8786 0.04328 0.03943 -0.2336 0.7101 0.0285
0.750 0.9791 0.03999 0.03603 -0.2502 0.7058 0.0289
1.250 1.0429 0.03774 0.03377 -0.2575 0.7003 0.0293
1.500 1.0809 0.03673 0.03273 -0.2622 0.6981 0.0304
1.750 1.1335 0.03534 0.03127 -0.2700 0.6963 0.0316
2.000 1.1983 0.03384 0.02967 -0.2804 0.6948 0.0319
2.500 1.2792 0.03197 0.02773 -0.2902 0.6893 0.0323
3.000 1.3344 0.03131 0.02697 -0.2938 0.6753 0.0333
3.500 1.4047 0.03104 0.02654 -0.3004 0.6592 0.0353
4.000 1.4538 0.03113 0.02653 -0.3024 0.6414 0.0357
4.250 1.4659 0.03156 0.02695 -0.3009 0.6302 0.0362
4.500 1.4797 0.03225 0.02757 -0.2996 0.6156 0.0367
4.750 1.4860 0.03344 0.02862 -0.2970 0.5946 0.0373
5.000 1.4926 0.03478 0.02984 -0.2946 0.5734 0.0380
5.250 1.4998 0.03681 0.03164 -0.2923 0.5438 0.0392
5.500 1.4927 0.03951 0.03412 -0.2877 0.5084 0.0393
5.750 1.4749 0.04300 0.03736 -0.2815 0.4631 0.0393
6.000 1.4449 0.04754 0.04157 -0.2738 0.4034 0.0393
6.250 1.4142 0.05246 0.04612 -0.2664 0.3305 0.0393
6.500 1.3839 0.05762 0.05087 -0.2596 0.2421 0.0393
6.750 1.3481 0.06355 0.05632 -0.2524 0.1073 0.0393
7.000 1.3520 0.06659 0.05910 -0.2508 0.0241 0.0394
7.500 1.3844 0.06878 0.06130 -0.2503 0.0189 0.0405
7.750 1.4025 0.07015 0.06267 -0.2503 0.0182 0.0424
8.000 1.4343 0.07160 0.06401 -0.2522 0.0178 0.0439
8.250 1.4579 0.07292 0.06526 -0.2529 0.0174 0.0440
8.500 1.4798 0.07426 0.06656 -0.2534 0.0171 0.0440
9.000 1.5078 0.07742 0.06975 -0.2521 0.0164 0.0419
9.250 1.5276 0.07904 0.07130 -0.2522 0.0160 0.0427
9.500 1.5463 0.08070 0.07288 -0.2521 0.0156 0.0421
9.750 1.5727 0.08226 0.07416 -0.2531 0.0153 0.0404
10.000 1.5841 0.08433 0.07617 -0.2520 0.0151 0.0406
10.250 1.5939 0.08648 0.07829 -0.2507 0.0149 0.0408
10.500 1.6023 0.08873 0.08054 -0.2493 0.0147 0.0412
10.750 1.6090 0.09120 0.08302 -0.2478 0.0145 0.0416
11.000 1.6171 0.09342 0.08525 -0.2464 0.0145 0.0425
11.250 1.6253 0.09564 0.08749 -0.2450 0.0144 0.0430
11.500 1.6321 0.09807 0.08996 -0.2436 0.0143 0.0430
11.750 1.6387 0.10052 0.09244 -0.2423 0.0142 0.0430
12.000 1.6456 0.10292 0.09489 -0.2409 0.0140 0.0431
12.250 1.6511 0.10553 0.09756 -0.2396 0.0139 0.0433
12.500 1.6567 0.10811 0.10020 -0.2383 0.0138 0.0435
12.750 1.6627 0.11064 0.10280 -0.2371 0.0137 0.0438
13.000 1.6678 0.11334 0.10558 -0.2359 0.0135 0.0443
13.250 1.6731 0.11595 0.10825 -0.2348 0.0134 0.0452
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=18% T=5% R=0.78 (cp-180-050-gn)