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=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 22.37 at α=7.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-060-050-gn-100000.txt
Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.500  -0.3203   0.11507   0.10937  -0.0232   1.0000   0.1106
  -5.250  -0.3309   0.11384   0.10819  -0.0226   1.0000   0.1124
  -5.000  -0.3656   0.11434   0.10877  -0.0228   1.0000   0.1134
  -4.750  -0.3625   0.11134   0.10583  -0.0211   1.0000   0.1139
  -4.500  -0.3481   0.10814   0.10269  -0.0187   1.0000   0.1149
  -4.250  -0.3458   0.10610   0.10071  -0.0166   1.0000   0.1160
  -4.000  -0.3485   0.10438   0.09906  -0.0148   1.0000   0.1175
  -3.750  -0.3561   0.10286   0.09760  -0.0130   1.0000   0.1191
  -3.500  -0.3701   0.10161   0.09642  -0.0112   1.0000   0.1206
  -3.250  -0.3973   0.10099   0.09587  -0.0091   1.0000   0.1218
  -3.000  -0.4376   0.09974   0.09459  -0.0148   1.0000   0.1231
  -2.750  -0.4277   0.09667   0.09161  -0.0105   1.0000   0.1236
  -2.500  -0.4221   0.09423   0.08924  -0.0074   1.0000   0.1244
  -2.250  -0.4195   0.09207   0.08715  -0.0053   1.0000   0.1255
  -2.000  -0.4192   0.08997   0.08509  -0.0042   1.0000   0.1270
  -1.750  -0.4194   0.08778   0.08292  -0.0040   1.0000   0.1293
  -1.500  -0.4219   0.08459   0.07953  -0.0127   1.0000   0.1339
  -1.250  -0.4166   0.08198   0.07704  -0.0095   1.0000   0.1347
  -1.000  -0.4110   0.07980   0.07494  -0.0072   1.0000   0.1359
  -0.750  -0.4045   0.07773   0.07290  -0.0060   1.0000   0.1378
  -0.500  -0.3716   0.07467   0.06951  -0.0171   0.9957   0.1456
  -0.250  -0.3485   0.07153   0.06652  -0.0173   0.9906   0.1469
   0.000  -0.3129   0.06896   0.06402  -0.0206   0.9817   0.1502
   0.250  -0.2514   0.06518   0.06004  -0.0319   0.9630   0.1599
   0.500  -0.1804   0.06214   0.05673  -0.0430   0.9403   0.1727
   0.750  -0.1337   0.05787   0.05267  -0.0464   0.9239   0.1762
   1.000  -0.0792   0.05493   0.04954  -0.0531   0.9076   0.1892
   1.250  -0.0315   0.05154   0.04630  -0.0562   0.8922   0.1973
   1.500   0.0347   0.04855   0.04315  -0.0628   0.8727   0.2197
   1.750   0.1308   0.04108   0.03577  -0.0719   0.8407   0.2439
   2.000   0.1772   0.03697   0.03166  -0.0722   0.7798   0.2650
   2.250   0.2111   0.03830   0.02996  -0.0716   0.1997   0.3013
   2.500   0.2223   0.03636   0.02800  -0.0687   0.1734   0.3090
   2.750   0.2356   0.03556   0.02717  -0.0660   0.1634   0.3354
   3.000   0.2473   0.03459   0.02622  -0.0631   0.1568   0.3719
   3.250   0.2588   0.03368   0.02531  -0.0599   0.1518   0.3974
   3.500   0.2732   0.03268   0.02439  -0.0571   0.1481   0.4229
   3.750   0.2888   0.03184   0.02355  -0.0546   0.1452   0.4468
   4.000   0.3114   0.03206   0.02358  -0.0534   0.1426   0.4660
   4.250   0.3281   0.03044   0.02200  -0.0511   0.1407   0.4787
   4.500   0.3585   0.03015   0.02144  -0.0517   0.1387   0.4816
   4.750   0.4524   0.03227   0.02145  -0.0615   0.1369   0.2209
   5.000   0.4854   0.03133   0.02033  -0.0615   0.1356   0.1990
   5.250   0.5197   0.03153   0.02014  -0.0613   0.1339   0.1864
   5.500   0.5513   0.03126   0.01982  -0.0613   0.1321   0.1835
   5.750   0.5841   0.03131   0.01973  -0.0614   0.1307   0.1788
   6.000   0.6182   0.03171   0.01989  -0.0614   0.1300   0.1737
   6.250   0.6513   0.03236   0.02043  -0.0613   0.1297   0.1721
   6.500   0.6826   0.03274   0.02085  -0.0611   0.1296   0.1730
   6.750   0.7128   0.03328   0.02148  -0.0607   0.1296   0.1741
   7.000   0.7419   0.03398   0.02225  -0.0602   0.1292   0.1744
   7.250   0.7701   0.03478   0.02313  -0.0594   0.1287   0.1748
   7.500   0.7968   0.03566   0.02418  -0.0585   0.1287   0.1757
   7.750   0.8222   0.03675   0.02557  -0.0571   0.1303   0.1772
   8.000   0.8470   0.03813   0.02722  -0.0557   0.1323   0.1798
   8.250   0.8714   0.03981   0.02908  -0.0544   0.1346   0.1836
   8.500   0.8963   0.04182   0.03118  -0.0534   0.1365   0.1877
   8.750   0.9237   0.04477   0.03413  -0.0533   0.1382   0.1926
   9.000   0.9297   0.04567   0.03595  -0.0481   0.1479   0.1952
   9.250   0.9597   0.04902   0.03918  -0.0483   0.1527   0.2027
   9.750   0.6129   0.08415   0.07768  -0.0389   0.3490   0.1734
  10.000   0.6231   0.08599   0.07950  -0.0370   0.3304   0.1739
  10.250   0.6804   0.08524   0.07885  -0.0333   0.3225   0.1763
  10.500   0.6644   0.08873   0.08228  -0.0328   0.3033   0.1764
  10.750   0.6503   0.09250   0.08598  -0.0329   0.2858   0.1767
  11.000   0.7156   0.09159   0.08511  -0.0285   0.2806   0.1843
  11.250   0.6723   0.09741   0.09085  -0.0310   0.2630   0.1814
  11.500   0.6556   0.10201   0.09539  -0.0323   0.2497   0.1818
  11.750   0.6837   0.10332   0.09667  -0.0301   0.2423   0.1868
  12.000   0.6601   0.10861   0.10190  -0.0326   0.2300   0.1859
  12.250   0.6846   0.11018   0.10348  -0.0309   0.2232   0.1911
  12.500   0.7514   0.10989   0.10322  -0.0248   0.2202   0.2085
  12.750   0.6781   0.11790   0.11112  -0.0330   0.2060   0.1953
  13.000   0.7150   0.11943   0.11265  -0.0300   0.2028   0.2069
  13.250   0.6729   0.12597   0.11912  -0.0358   0.1924   0.2000
  13.500   0.6893   0.12846   0.12161  -0.0351   0.1875   0.2092
  13.750   0.6142   0.13561   0.12931  -0.0342   0.1848   0.2079
  14.000   0.5699   0.14054   0.13424  -0.0401   0.1768   0.2005
<< Back to Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)