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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 26.06 at α=7.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-060-050-gn-200000.txt
Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.000  -0.3501   0.10778   0.10385  -0.0178   1.0000   0.0793
  -4.750  -0.3530   0.10612   0.10224  -0.0163   1.0000   0.0800
  -4.500  -0.3579   0.10446   0.10062  -0.0148   1.0000   0.0808
  -4.250  -0.3522   0.10176   0.09794  -0.0171   0.9980   0.0821
  -4.000  -0.3723   0.09754   0.09368  -0.0299   0.9881   0.0837
  -3.750  -0.3464   0.09444   0.09062  -0.0289   0.9864   0.0840
  -3.500  -0.3248   0.09158   0.08779  -0.0298   0.9837   0.0845
  -3.250  -0.3004   0.08855   0.08477  -0.0334   0.9804   0.0853
  -3.000  -0.2874   0.08570   0.08194  -0.0359   0.9724   0.0865
  -2.500  -0.2503   0.07576   0.07186  -0.0542   0.9558   0.0906
  -2.250  -0.2068   0.07213   0.06826  -0.0582   0.9493   0.0914
  -2.000  -0.1777   0.06891   0.06504  -0.0617   0.9412   0.0927
  -1.750  -0.1409   0.06292   0.05876  -0.0752   0.9365   0.0975
  -1.500  -0.1281   0.06078   0.05669  -0.0733   0.9261   0.0980
  -1.250  -0.0847   0.05754   0.05349  -0.0775   0.9220   0.0992
  -1.000  -0.0596   0.05467   0.05030  -0.0823   0.9126   0.1046
  -0.750  -0.0193   0.05036   0.04599  -0.0865   0.9062   0.1057
  -0.500   0.0416   0.04658   0.04230  -0.0933   0.9026   0.1076
  -0.250   0.0684   0.04428   0.03995  -0.0940   0.8892   0.1110
   0.000   0.1040   0.04084   0.03630  -0.0970   0.8745   0.1150
   0.250   0.1446   0.03814   0.03355  -0.0991   0.8375   0.1171
   0.500   0.1863   0.03570   0.03026  -0.1018   0.7118   0.1241
   0.750   0.1644   0.03731   0.03004  -0.0921   0.3250   0.1244
   1.000   0.1651   0.03756   0.02954  -0.0877   0.1331   0.1252
   1.250   0.1820   0.03666   0.02859  -0.0860   0.1222   0.1272
   1.500   0.2022   0.03575   0.02737  -0.0848   0.1171   0.1347
   1.750   0.2187   0.03462   0.02627  -0.0830   0.1133   0.1361
   2.000   0.2370   0.03377   0.02543  -0.0813   0.1108   0.1387
   2.250   0.2572   0.03310   0.02451  -0.0797   0.1086   0.1467
   2.500   0.2741   0.03214   0.02358  -0.0779   0.1068   0.1485
   2.750   0.2913   0.03165   0.02303  -0.0758   0.1053   0.1524
   3.000   0.3088   0.03123   0.02239  -0.0738   0.1040   0.1605
   3.250   0.3275   0.03059   0.02177  -0.0720   0.1031   0.1642
   3.500   0.3482   0.03023   0.02125  -0.0704   0.1022   0.1749
   3.750   0.3683   0.02968   0.02072  -0.0689   0.1011   0.1799
   4.000   0.3898   0.02929   0.02021  -0.0675   0.0999   0.1916
   4.250   0.4126   0.02926   0.02004  -0.0662   0.0988   0.2063
   4.500   0.4353   0.02861   0.01942  -0.0652   0.0978   0.2123
   4.750   0.4598   0.02835   0.01909  -0.0644   0.0970   0.2290
   5.000   0.4854   0.02815   0.01883  -0.0638   0.0964   0.2486
   5.250   0.5125   0.02804   0.01867  -0.0635   0.0958   0.2713
   5.500   0.5585   0.02796   0.01767  -0.0635   0.0953   0.1737
   5.750   0.5878   0.02838   0.01823  -0.0643   0.0948   0.2079
   6.000   0.6119   0.02851   0.01862  -0.0641   0.0943   0.2653
   6.250   0.6548   0.02766   0.01681  -0.0625   0.0938   0.1298
   6.500   0.6836   0.02791   0.01706  -0.0619   0.0935   0.1286
   6.750   0.7133   0.02837   0.01752  -0.0615   0.0934   0.1277
   7.000   0.7429   0.02897   0.01815  -0.0611   0.0934   0.1274
   7.250   0.7721   0.02975   0.01897  -0.0607   0.0935   0.1279
   7.500   0.8013   0.03075   0.02002  -0.0603   0.0939   0.1294
   7.750   0.8297   0.03187   0.02120  -0.0598   0.0941   0.1305
   8.000   0.8565   0.03304   0.02246  -0.0591   0.0943   0.1312
   8.250   0.8839   0.03456   0.02405  -0.0585   0.0946   0.1320
   8.500   0.8992   0.03531   0.02551  -0.0545   0.1007   0.1328
   8.750   0.9292   0.03731   0.02753  -0.0544   0.1049   0.1342
   9.250   0.9471   0.04639   0.03873  -0.0442   0.1580   0.1355
   9.500   0.9679   0.04819   0.04052  -0.0431   0.1550   0.1380
   9.750   0.9666   0.04988   0.04248  -0.0389   0.1468   0.1399
  10.000   0.9798   0.05123   0.04391  -0.0366   0.1428   0.1433
  10.250   1.0009   0.05328   0.04590  -0.0357   0.1406   0.1476
  10.500   0.9929   0.05583   0.04871  -0.0313   0.1352   0.1496
  10.750   0.9945   0.05697   0.05004  -0.0275   0.1308   0.1532
  11.000   1.0084   0.05886   0.05195  -0.0258   0.1286   0.1611
  11.250   1.0335   0.06133   0.05456  -0.0259   0.1271   0.2768
  11.750   0.9784   0.06589   0.05958  -0.0136   0.1197   0.1974
  12.000   1.0106   0.06771   0.06283  -0.0169   0.1170   1.0000
  12.250   1.0335   0.07030   0.06526  -0.0167   0.1157   1.0000
  12.500   1.0821   0.07787   0.07243  -0.0212   0.1140   1.0000
  12.750   1.0089   0.07821   0.07328  -0.0108   0.1135   1.0000
  13.000   0.9203   0.08156   0.07708  -0.0045   0.1126   1.0000
  13.250   0.8450   0.08729   0.08299  -0.0018   0.1121   0.8461
  13.500   0.7396   0.10508   0.09933  -0.0131   0.1085   0.1489
<< 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)