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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.15 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-060-050-gn-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.750  -0.3096   0.12057   0.11234  -0.0267   1.0000   0.1400
  -5.500  -0.3141   0.11901   0.11086  -0.0258   1.0000   0.1423
  -5.250  -0.3319   0.11858   0.11052  -0.0255   1.0000   0.1444
  -4.750  -0.3286   0.11355   0.10566  -0.0225   1.0000   0.1471
  -4.500  -0.3242   0.11129   0.10348  -0.0206   1.0000   0.1497
  -4.250  -0.3278   0.10962   0.10189  -0.0190   1.0000   0.1523
  -4.000  -0.3405   0.10851   0.10088  -0.0175   1.0000   0.1553
  -3.750  -0.3692   0.10837   0.10084  -0.0158   1.0000   0.1570
  -3.500  -0.3989   0.10792   0.10048  -0.0154   1.0000   0.1578
  -3.250  -0.3914   0.10463   0.09728  -0.0130   1.0000   0.1588
  -3.000  -0.3824   0.10181   0.09455  -0.0103   1.0000   0.1605
  -2.750  -0.3821   0.09968   0.09249  -0.0084   1.0000   0.1626
  -2.500  -0.3862   0.09774   0.09063  -0.0071   1.0000   0.1652
  -2.250  -0.3970   0.09602   0.08895  -0.0075   1.0000   0.1695
  -2.000  -0.3978   0.09321   0.08612  -0.0123   0.9969   0.1728
  -1.750  -0.3779   0.09010   0.08312  -0.0106   0.9937   0.1759
  -1.500  -0.3603   0.08742   0.08047  -0.0128   0.9882   0.1819
  -1.250  -0.3418   0.08406   0.07703  -0.0203   0.9808   0.1889
  -1.000  -0.3253   0.08130   0.07436  -0.0194   0.9760   0.1921
  -0.750  -0.3015   0.07922   0.07206  -0.0284   0.9679   0.2041
  -0.500  -0.2866   0.07580   0.06881  -0.0265   0.9635   0.2063
  -0.250  -0.2689   0.07336   0.06647  -0.0260   0.9579   0.2113
   0.000  -0.2442   0.07079   0.06385  -0.0304   0.9524   0.2246
   0.250  -0.2299   0.06869   0.06183  -0.0293   0.9460   0.2313
   0.500  -0.2086   0.06633   0.05948  -0.0314   0.9399   0.2455
   0.750  -0.1861   0.06427   0.05742  -0.0334   0.9343   0.2629
   1.000  -0.1693   0.06222   0.05547  -0.0327   0.9274   0.2700
   1.250  -0.1385   0.05990   0.05320  -0.0349   0.9202   0.2906
   1.750  -0.0083   0.04999   0.04173  -0.0543   0.8889   0.1383
   2.000   0.0540   0.04641   0.03767  -0.0595   0.8659   0.1341
   2.250   0.1056   0.04345   0.03460  -0.0623   0.8434   0.1345
   2.500   0.1393   0.04130   0.03225  -0.0620   0.8199   0.1331
   2.750   0.1707   0.03910   0.03001  -0.0610   0.7915   0.1324
   3.000   0.2003   0.03697   0.02780  -0.0593   0.7550   0.1319
   3.250   0.2270   0.03516   0.02581  -0.0569   0.6981   0.1325
   3.500   0.2755   0.03540   0.02281  -0.0573   0.1816   0.1340
   3.750   0.2915   0.03535   0.02247  -0.0552   0.1598   0.1344
   4.000   0.3094   0.03522   0.02209  -0.0533   0.1492   0.1344
   4.250   0.3283   0.03504   0.02175  -0.0514   0.1422   0.1344
   4.500   0.3467   0.03498   0.02152  -0.0495   0.1377   0.1345
   4.750   0.3664   0.03485   0.02138  -0.0478   0.1341   0.1354
   5.000   0.3866   0.03486   0.02134  -0.0461   0.1310   0.1370
   5.250   0.4079   0.03494   0.02133  -0.0447   0.1284   0.1387
   5.500   0.4305   0.03510   0.02135  -0.0433   0.1261   0.1400
   5.750   0.4562   0.03519   0.02134  -0.0423   0.1238   0.1408
   6.000   0.4855   0.03528   0.02137  -0.0417   0.1210   0.1416
   6.250   0.5222   0.03552   0.02144  -0.0423   0.1180   0.1428
   6.500   0.5667   0.03593   0.02161  -0.0441   0.1153   0.1451
   6.750   0.6138   0.03634   0.02196  -0.0464   0.1136   0.1491
   7.000   0.6554   0.03683   0.02246  -0.0477   0.1124   0.1525
   7.250   0.6939   0.03747   0.02309  -0.0485   0.1112   0.1551
   7.500   0.7287   0.03822   0.02383  -0.0489   0.1100   0.1578
   7.750   0.7598   0.03898   0.02469  -0.0488   0.1085   0.1611
   8.000   0.7892   0.03988   0.02563  -0.0485   0.1070   0.1664
   8.250   0.8179   0.04090   0.02663  -0.0482   0.1055   0.1732
   8.500   0.8462   0.04205   0.02781  -0.0479   0.1044   0.1814
   8.750   0.8736   0.04336   0.02920  -0.0475   0.1038   0.1908
   9.000   0.8970   0.04462   0.03073  -0.0463   0.1034   0.2059
   9.250   0.9190   0.04580   0.03239  -0.0451   0.1031   0.2582
   9.750   0.9651   0.04812   0.03632  -0.0431   0.1018   1.0000
  10.000   0.9790   0.04994   0.03829  -0.0407   0.1010   1.0000
  10.250   0.9912   0.05185   0.04036  -0.0383   0.1002   1.0000
  10.500   1.0019   0.05388   0.04255  -0.0357   0.0995   1.0000
  10.750   1.0106   0.05606   0.04491  -0.0331   0.0992   1.0000
  11.000   1.0167   0.05840   0.04746  -0.0304   0.0992   1.0000
  11.250   1.0196   0.06089   0.05016  -0.0274   0.0992   1.0000
  11.500   1.0194   0.06349   0.05298  -0.0243   0.0993   1.0000
  11.750   1.0153   0.06623   0.05595  -0.0211   0.0995   1.0000
  12.000   1.0073   0.06907   0.05899  -0.0178   0.0995   1.0000
  12.250   0.9935   0.07193   0.06205  -0.0141   0.0996   1.0000
  12.500   0.9745   0.07503   0.06535  -0.0105   0.0997   1.0000
  12.750   0.9517   0.07860   0.06911  -0.0078   0.0999   1.0000
  13.000   0.9247   0.08291   0.07362  -0.0062   0.1003   1.0000
  13.250   0.8928   0.08823   0.07913  -0.0062   0.1008   1.0000
  13.500   0.8588   0.09483   0.08592  -0.0083   0.1014   1.0000
  13.750   0.8293   0.10234   0.09358  -0.0120   0.1022   1.0000
  14.000   0.8090   0.10987   0.10118  -0.0162   0.1029   1.0000
  14.250   0.8032   0.11572   0.10703  -0.0189   0.1036   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)