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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.56 at α=7.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-060-050-gn-50000.txt
Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.000  -0.3109   0.11677   0.10892  -0.0204   1.0000   0.1982
  -4.750  -0.3315   0.11708   0.10934  -0.0193   1.0000   0.2023
  -4.500  -0.3726   0.11925   0.11165  -0.0176   1.0000   0.2036
  -4.250  -0.3273   0.11164   0.10407  -0.0160   1.0000   0.2080
  -4.000  -0.3239   0.10946   0.10198  -0.0141   1.0000   0.2129
  -3.750  -0.3383   0.10873   0.10135  -0.0122   1.0000   0.2179
  -3.500  -0.3771   0.10996   0.10271  -0.0096   1.0000   0.2204
  -3.250  -0.4006   0.10900   0.10185  -0.0083   1.0000   0.2221
  -3.000  -0.3581   0.10318   0.09608  -0.0058   1.0000   0.2276
  -2.750  -0.3652   0.10164   0.09464  -0.0033   1.0000   0.2325
  -2.500  -0.3908   0.10128   0.09437  -0.0019   1.0000   0.2376
  -2.250  -0.4128   0.09998   0.09314  -0.0028   1.0000   0.2410
  -2.000  -0.3942   0.09620   0.08947   0.0016   1.0000   0.2455
  -1.750  -0.3953   0.09428   0.08762   0.0034   1.0000   0.2526
  -1.500  -0.4167   0.09320   0.08655   0.0004   1.0000   0.2605
  -1.250  -0.4034   0.08982   0.08331   0.0054   1.0000   0.2658
  -1.000  -0.4173   0.08955   0.08297   0.0007   1.0000   0.2798
  -0.750  -0.4067   0.08543   0.07904   0.0067   1.0000   0.2841
  -0.500  -0.4053   0.08385   0.07749   0.0071   1.0000   0.2975
  -0.250  -0.4024   0.08092   0.07466   0.0091   1.0000   0.3055
   0.000  -0.4007   0.07925   0.07299   0.0077   1.0000   0.3235
   0.250  -0.3942   0.07652   0.07042   0.0125   1.0000   0.3312
   0.750  -0.3874   0.07233   0.06637   0.0151   1.0000   0.3721
   1.000  -0.3842   0.07036   0.06451   0.0182   1.0000   0.3964
   1.250   0.0899   0.05817   0.05299  -0.0054   1.0000   1.0000
   1.500   0.0903   0.05734   0.05230  -0.0039   1.0000   1.0000
   1.750   0.0905   0.05653   0.05163  -0.0024   1.0000   1.0000
   2.000   0.0906   0.05572   0.05098  -0.0010   1.0000   1.0000
   2.250  -0.0664   0.05906   0.05437   0.0314   1.0000   0.9311
   2.500  -0.0724   0.05804   0.05347   0.0338   1.0000   0.9317
   2.750  -0.1173   0.05740   0.05291   0.0413   0.9941   0.8951
   3.000   0.0213   0.05192   0.04757   0.0144   0.9279   0.8792
   3.750   0.1867   0.04055   0.03403  -0.0505   0.8120   0.3682
   4.000   0.2623   0.03419   0.02732  -0.0496   0.6749   0.3120
   4.250   0.3153   0.03458   0.02441  -0.0502   0.2536   0.2898
   4.500   0.3358   0.03520   0.02444  -0.0485   0.2374   0.2776
   4.750   0.3575   0.03486   0.02396  -0.0470   0.2270   0.2709
   5.000   0.3868   0.03560   0.02409  -0.0462   0.2189   0.2593
   5.250   0.4195   0.03512   0.02357  -0.0462   0.2119   0.2552
   5.500   0.4636   0.03515   0.02331  -0.0479   0.2043   0.2525
   5.750   0.5226   0.03536   0.02320  -0.0518   0.1985   0.2516
   6.000   0.5758   0.03563   0.02331  -0.0545   0.1954   0.2498
   6.250   0.6271   0.03622   0.02373  -0.0571   0.1932   0.2489
   6.500   0.6721   0.03699   0.02442  -0.0587   0.1914   0.2503
   6.750   0.7106   0.03790   0.02529  -0.0594   0.1894   0.2547
   7.000   0.7453   0.03898   0.02633  -0.0596   0.1874   0.2588
   7.250   0.7768   0.04002   0.02750  -0.0593   0.1862   0.2630
   7.500   0.8047   0.04115   0.02884  -0.0584   0.1865   0.2682
   7.750   0.8290   0.04241   0.03039  -0.0569   0.1877   0.2745
   8.000   0.8512   0.04385   0.03218  -0.0552   0.1895   0.2827
   8.250   0.8714   0.04547   0.03415  -0.0534   0.1912   0.2965
   8.500   0.8896   0.04716   0.03625  -0.0515   0.1926   0.3178
   8.750   0.9187   0.04815   0.03907  -0.0518   0.1941   1.0000
   9.000   0.9337   0.05064   0.04161  -0.0494   0.1961   1.0000
   9.250   0.9499   0.05351   0.04443  -0.0474   0.1986   1.0000
   9.500   0.9592   0.05599   0.04710  -0.0445   0.2033   1.0000
   9.750   0.9450   0.05964   0.05137  -0.0399   0.2129   1.0000
  10.000   0.9671   0.06392   0.05544  -0.0395   0.2185   1.0000
  10.250   0.9204   0.06841   0.06082  -0.0339   0.2345   1.0000
  10.500   0.8620   0.07498   0.06801  -0.0304   0.2540   1.0000
  10.750   0.5042   0.11535   0.10744  -0.0619   0.4965   0.2535
<< 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)