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=500,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 (cp-060-050-gn)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 35.9 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-060-050-gn-500000.txt
Download as CSV file: xf-cp-060-050-gn-500000.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 =     0.500 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.250  -0.2698   0.10596   0.10323  -0.0432   0.9914   0.0592
  -6.000  -0.2530   0.10281   0.10008  -0.0463   0.9887   0.0600
  -5.750  -0.2761   0.09656   0.09379  -0.0568   0.9848   0.0622
  -5.500  -0.2495   0.09257   0.08980  -0.0604   0.9829   0.0623
  -5.250  -0.2174   0.08940   0.08664  -0.0628   0.9815   0.0625
  -5.000  -0.1907   0.08642   0.08367  -0.0658   0.9799   0.0628
  -4.750  -0.1767   0.08410   0.08138  -0.0667   0.9750   0.0631
  -4.500  -0.1557   0.08127   0.07856  -0.0698   0.9718   0.0636
  -4.250  -0.1338   0.07808   0.07537  -0.0740   0.9694   0.0643
  -4.000  -0.1553   0.06861   0.06579  -0.0926   0.9577   0.0671
  -3.750  -0.1282   0.06607   0.06328  -0.0938   0.9559   0.0672
  -3.500  -0.0996   0.06373   0.06096  -0.0957   0.9542   0.0674
  -3.250  -0.0676   0.06104   0.05828  -0.0995   0.9525   0.0677
  -3.000  -0.0510   0.05889   0.05613  -0.1004   0.9435   0.0681
  -2.750  -0.0322   0.04975   0.04659  -0.1163   0.9372   0.0722
  -2.500  -0.0167   0.04787   0.04474  -0.1152   0.9275   0.0724
  -2.250   0.0144   0.04587   0.04274  -0.1173   0.9197   0.0726
  -2.000   0.0324   0.04431   0.04117  -0.1166   0.9046   0.0728
  -1.750   0.0528   0.04279   0.03961  -0.1164   0.8877   0.0732
  -1.500   0.0635   0.03786   0.03412  -0.1182   0.8776   0.0777
  -1.250   0.0838   0.03601   0.03219  -0.1175   0.8429   0.0779
  -1.000   0.0959   0.03508   0.03091  -0.1146   0.7584   0.0781
  -0.750   0.0825   0.03576   0.03056  -0.1065   0.5301   0.0782
  -0.500   0.0677   0.03740   0.03068  -0.0992   0.1021   0.0783
  -0.250   0.0856   0.03647   0.02969  -0.0979   0.0905   0.0786
   0.000   0.1043   0.03558   0.02875  -0.0967   0.0861   0.0790
   0.250   0.1238   0.03459   0.02773  -0.0956   0.0840   0.0798
   0.500   0.1436   0.03345   0.02650  -0.0944   0.0821   0.0811
   0.750   0.1618   0.03058   0.02327  -0.0930   0.0809   0.0844
   1.000   0.1816   0.02987   0.02254  -0.0917   0.0796   0.0848
   1.250   0.2011   0.02923   0.02186  -0.0902   0.0784   0.0853
   1.500   0.2219   0.02851   0.02110  -0.0888   0.0777   0.0863
   1.750   0.2422   0.02679   0.01901  -0.0870   0.0771   0.0908
   2.000   0.2628   0.02617   0.01841  -0.0856   0.0763   0.0913
   2.250   0.2834   0.02566   0.01788  -0.0841   0.0755   0.0920
   2.500   0.3042   0.02518   0.01735  -0.0825   0.0748   0.0930
   2.750   0.3251   0.02431   0.01615  -0.0805   0.0741   0.0979
   3.000   0.3453   0.02380   0.01564  -0.0789   0.0732   0.0985
   3.250   0.3651   0.02349   0.01531  -0.0772   0.0726   0.0994
   3.500   0.3845   0.02333   0.01510  -0.0752   0.0720   0.1007
   3.750   0.4040   0.02315   0.01469  -0.0730   0.0715   0.1061
   4.000   0.4255   0.02280   0.01436  -0.0716   0.0712   0.1071
   4.250   0.4473   0.02262   0.01417  -0.0701   0.0710   0.1087
   4.500   0.4699   0.02253   0.01390  -0.0684   0.0707   0.1148
   4.750   0.4922   0.02224   0.01363  -0.0670   0.0703   0.1160
   5.000   0.5174   0.02082   0.01168  -0.0648   0.0700   0.0979
   5.250   0.5410   0.02069   0.01162  -0.0637   0.0695   0.0990
   5.500   0.5657   0.02034   0.01116  -0.0623   0.0689   0.0939
   5.750   0.5908   0.02023   0.01097  -0.0612   0.0685   0.0927
   6.000   0.6166   0.02028   0.01095  -0.0602   0.0681   0.0921
   6.250   0.6429   0.02043   0.01107  -0.0593   0.0676   0.0922
   6.500   0.6698   0.02068   0.01131  -0.0586   0.0673   0.0928
   6.750   0.6972   0.02099   0.01160  -0.0580   0.0669   0.0935
   7.000   0.7248   0.02132   0.01191  -0.0575   0.0665   0.0940
   7.250   0.7533   0.02174   0.01231  -0.0571   0.0662   0.0942
   7.500   0.7828   0.02228   0.01283  -0.0569   0.0659   0.0947
   7.750   0.8146   0.02310   0.01363  -0.0573   0.0655   0.0952
   8.000   0.8457   0.02416   0.01471  -0.0575   0.0650   0.0957
   8.250   0.8682   0.02443   0.01508  -0.0559   0.0647   0.0965
   8.500   0.8931   0.02499   0.01571  -0.0548   0.0645   0.0973
   8.750   0.9175   0.02556   0.01639  -0.0536   0.0642   0.0981
   9.000   0.9423   0.02632   0.01726  -0.0525   0.0641   0.0989
   9.250   0.9669   0.02721   0.01827  -0.0515   0.0640   0.1000
   9.500   0.9908   0.02820   0.01938  -0.0503   0.0639   0.1011
   9.750   1.0146   0.02938   0.02068  -0.0491   0.0640   0.1025
  10.000   1.0364   0.03057   0.02201  -0.0476   0.0639   0.1038
  10.250   1.0565   0.03178   0.02337  -0.0459   0.0637   0.1052
  10.500   1.0764   0.03330   0.02505  -0.0442   0.0640   0.1079
  10.750   1.0979   0.03528   0.02713  -0.0430   0.0644   0.1116
  11.000   1.0888   0.04191   0.03479  -0.0362   0.0736   0.1117
  11.250   1.1070   0.04316   0.03607  -0.0346   0.0730   0.1168
  11.500   1.1259   0.04462   0.03757  -0.0332   0.0726   0.1323
  11.750   1.1770   0.04642   0.04090  -0.0392   0.0720   1.0000
  12.000   1.1340   0.04865   0.04397  -0.0283   0.0686   1.0000
  12.250   1.1384   0.05037   0.04578  -0.0251   0.0679   1.0000
  12.500   1.1432   0.05207   0.04755  -0.0220   0.0673   1.0000
  12.750   1.1479   0.05374   0.04927  -0.0191   0.0669   1.0000
  13.000   1.1520   0.05546   0.05104  -0.0162   0.0665   1.0000
  13.250   1.1556   0.05721   0.05283  -0.0133   0.0663   1.0000
  13.500   1.1590   0.05896   0.05459  -0.0104   0.0661   1.0000
  13.750   1.1617   0.06090   0.05655  -0.0076   0.0659   1.0000
  14.000   1.1717   0.06318   0.05882  -0.0061   0.0657   1.0000
  14.250   1.2015   0.07036   0.06589  -0.0094   0.0651   1.0000
  14.500   1.1710   0.07228   0.06798  -0.0030   0.0651   1.0000
  14.750   1.1271   0.07466   0.07060   0.0029   0.0650   1.0000
  15.000   1.0646   0.07878   0.07503   0.0069   0.0649   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)