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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 24.95 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-060-050-gn-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.000  -0.3249   0.11725   0.11135  -0.0269   1.0000   0.0892
  -5.750  -0.3366   0.11562   0.10977  -0.0267   1.0000   0.0898
  -5.500  -0.3499   0.11404   0.10824  -0.0263   1.0000   0.0900
  -5.250  -0.3424   0.11142   0.10569  -0.0243   1.0000   0.0905
  -5.000  -0.3379   0.10933   0.10367  -0.0223   1.0000   0.0912
  -4.750  -0.3333   0.10723   0.10162  -0.0216   0.9993   0.0923
  -4.500  -0.3195   0.10426   0.09868  -0.0243   0.9959   0.0941
  -4.250  -0.3115   0.10122   0.09564  -0.0288   0.9913   0.0962
  -4.000  -0.3180   0.09817   0.09258  -0.0356   0.9832   0.0970
  -3.750  -0.3026   0.09478   0.08923  -0.0376   0.9798   0.0975
  -3.500  -0.2863   0.09205   0.08655  -0.0373   0.9758   0.0982
  -3.250  -0.2717   0.08943   0.08396  -0.0386   0.9711   0.0994
  -3.000  -0.2552   0.08643   0.08098  -0.0423   0.9670   0.1016
  -2.250  -0.2245   0.07671   0.07125  -0.0523   0.9453   0.1064
  -1.250  -0.1484   0.06467   0.05908  -0.0641   0.9215   0.1149
  -1.000  -0.1277   0.06237   0.05682  -0.0643   0.9118   0.1170
  -0.500  -0.0649   0.05553   0.04969  -0.0725   0.8899   0.1242
  -0.250  -0.0192   0.05212   0.04630  -0.0765   0.8821   0.1265
   0.000  -0.0021   0.05010   0.04425  -0.0757   0.8686   0.1291
   0.250   0.0258   0.04742   0.04137  -0.0776   0.8561   0.1351
   0.500   0.0647   0.04471   0.03870  -0.0798   0.8432   0.1383
   1.000   0.1123   0.04064   0.03429  -0.0794   0.8005   0.1467
   1.250   0.1425   0.03507   0.02810  -0.0797   0.7795   0.1014
   1.500   0.1967   0.03222   0.02456  -0.0834   0.6687   0.1006
   1.750   0.1990   0.03393   0.02353  -0.0789   0.1452   0.0997
   2.000   0.2188   0.03287   0.02208  -0.0773   0.1223   0.0988
   2.250   0.2393   0.03206   0.02105  -0.0758   0.1139   0.0991
   2.500   0.2606   0.03138   0.02027  -0.0744   0.1093   0.0999
   2.750   0.2817   0.03075   0.01950  -0.0729   0.1058   0.1008
   3.000   0.3026   0.03015   0.01873  -0.0713   0.1032   0.1011
   3.250   0.3240   0.02953   0.01798  -0.0697   0.1009   0.1011
   3.500   0.3451   0.02903   0.01735  -0.0680   0.0985   0.1012
   3.750   0.3656   0.02865   0.01682  -0.0662   0.0964   0.1014
   4.000   0.3853   0.02845   0.01644  -0.0643   0.0945   0.1021
   4.250   0.4063   0.02822   0.01610  -0.0625   0.0930   0.1034
   4.500   0.4273   0.02807   0.01580  -0.0607   0.0918   0.1042
   4.750   0.4485   0.02798   0.01558  -0.0589   0.0907   0.1046
   5.000   0.4703   0.02797   0.01545  -0.0573   0.0897   0.1049
   5.250   0.4930   0.02799   0.01541  -0.0559   0.0888   0.1054
   5.500   0.5172   0.02812   0.01546  -0.0548   0.0879   0.1060
   5.750   0.5431   0.02836   0.01564  -0.0541   0.0871   0.1072
   6.000   0.5714   0.02875   0.01591  -0.0538   0.0862   0.1088
   6.250   0.5989   0.02900   0.01615  -0.0532   0.0853   0.1104
   6.500   0.6267   0.02928   0.01643  -0.0525   0.0842   0.1114
   6.750   0.6547   0.02962   0.01676  -0.0520   0.0830   0.1122
   7.000   0.6831   0.03005   0.01718  -0.0515   0.0821   0.1131
   7.250   0.7120   0.03054   0.01770  -0.0512   0.0814   0.1141
   7.500   0.7407   0.03109   0.01830  -0.0508   0.0808   0.1155
   7.750   0.7692   0.03175   0.01901  -0.0505   0.0802   0.1180
   8.000   0.7972   0.03250   0.01976  -0.0500   0.0797   0.1208
   8.500   0.8533   0.03430   0.02152  -0.0493   0.0784   0.1252
   8.750   0.8763   0.03512   0.02254  -0.0479   0.0776   0.1276
   9.000   0.8996   0.03608   0.02365  -0.0466   0.0768   0.1306
   9.250   0.9226   0.03717   0.02488  -0.0454   0.0763   0.1342
   9.500   0.9450   0.03834   0.02623  -0.0441   0.0758   0.1396
   9.750   0.9663   0.03960   0.02767  -0.0426   0.0755   0.1486
  10.000   0.9864   0.04093   0.02922  -0.0411   0.0751   0.1649
  10.250   1.0215   0.04131   0.03142  -0.0429   0.0746   1.0000
  10.500   1.0379   0.04281   0.03298  -0.0408   0.0740   1.0000
  10.750   1.0534   0.04432   0.03456  -0.0387   0.0735   1.0000
  11.000   1.0685   0.04584   0.03614  -0.0366   0.0729   1.0000
  11.250   1.0840   0.04739   0.03771  -0.0347   0.0723   1.0000
  11.500   1.1000   0.04903   0.03936  -0.0330   0.0719   1.0000
  11.750   1.1157   0.05091   0.04124  -0.0313   0.0716   1.0000
  12.000   1.1196   0.05307   0.04364  -0.0280   0.0714   1.0000
  12.250   1.1205   0.05534   0.04618  -0.0246   0.0713   1.0000
  12.500   1.1180   0.05775   0.04885  -0.0209   0.0712   1.0000
  12.750   1.1128   0.06023   0.05156  -0.0171   0.0711   1.0000
  13.000   1.1018   0.06272   0.05429  -0.0129   0.0710   1.0000
  13.250   1.0845   0.06532   0.05712  -0.0083   0.0709   1.0000
  13.500   1.0654   0.06821   0.06023  -0.0043   0.0709   1.0000
  13.750   1.0439   0.07148   0.06372  -0.0012   0.0708   1.0000
  14.000   1.0158   0.07545   0.06793   0.0011   0.0708   1.0000
  14.250   0.9866   0.08009   0.07279   0.0021   0.0708   1.0000
  14.500   0.9563   0.08561   0.07851   0.0015   0.0709   1.0000
  14.750   0.9230   0.09241   0.08551  -0.0010   0.0711   1.0000
  15.000   0.8867   0.10112   0.09440  -0.0059   0.0713   1.0000
<< 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)