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=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 30.05 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-080-050-gn-100000.txt
Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6                  
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -4.250  -0.3966   0.11352   0.10851  -0.0077   1.0000   0.0849
  -4.000  -0.4092   0.11255   0.10758  -0.0059   1.0000   0.0857
  -3.750  -0.4194   0.11166   0.10672  -0.0069   1.0000   0.0866
  -3.500  -0.4260   0.11112   0.10616  -0.0131   1.0000   0.0872
  -3.250  -0.4225   0.10736   0.10247  -0.0088   1.0000   0.0876
  -3.000  -0.4195   0.10455   0.09970  -0.0064   1.0000   0.0882
  -2.750  -0.4168   0.10220   0.09739  -0.0051   1.0000   0.0890
  -2.500  -0.4134   0.09999   0.09522  -0.0047   1.0000   0.0903
  -2.250  -0.4086   0.09781   0.09305  -0.0053   1.0000   0.0917
  -2.000  -0.3432   0.09450   0.08952  -0.0263   0.9868   0.0956
  -1.750  -0.3204   0.09046   0.08554  -0.0266   0.9784   0.0965
  -1.500  -0.2980   0.08757   0.08266  -0.0286   0.9722   0.0980
  -1.250  -0.2737   0.08498   0.08006  -0.0319   0.9645   0.1005
  -1.000  -0.2266   0.08272   0.07760  -0.0444   0.9588   0.1051
  -0.750  -0.2125   0.07966   0.07461  -0.0435   0.9528   0.1061
  -0.500  -0.1948   0.07724   0.07221  -0.0441   0.9469   0.1079
  -0.250  -0.1260   0.07650   0.07110  -0.0590   0.9398   0.1152
   0.000  -0.1205   0.07324   0.06796  -0.0566   0.9344   0.1158
   0.250  -0.1032   0.07047   0.06528  -0.0563   0.9294   0.1173
   0.500  -0.0732   0.06847   0.06329  -0.0587   0.9238   0.1212
   0.750  -0.0344   0.06735   0.06194  -0.0648   0.9166   0.1276
   1.000  -0.0138   0.06480   0.05948  -0.0651   0.9123   0.1294
   1.250   0.0174   0.06310   0.05780  -0.0674   0.9072   0.1336
   1.500   0.0511   0.06229   0.05677  -0.0712   0.8995   0.1409
   1.750   0.0847   0.05965   0.05425  -0.0733   0.8932   0.1445
   2.000   0.1577   0.05638   0.05084  -0.0814   0.8719   0.1572
   2.250   0.2227   0.05325   0.04754  -0.0871   0.8480   0.1711
   2.500   0.2906   0.04979   0.04399  -0.0928   0.8323   0.1872
   2.750   0.3695   0.04389   0.03818  -0.0993   0.8171   0.2065
   3.000   0.4273   0.03885   0.03322  -0.1012   0.7923   0.2282
   3.250   0.4957   0.03263   0.02697  -0.1029   0.7508   0.2630
   4.500   0.5685   0.02956   0.02066  -0.0874   0.1271   0.4323
   4.750   0.5833   0.02903   0.02014  -0.0849   0.1230   0.4629
   5.000   0.6020   0.02878   0.01987  -0.0831   0.1195   0.4859
   5.250   0.6201   0.02837   0.01944  -0.0813   0.1164   0.4993
   5.500   0.6415   0.02860   0.01952  -0.0801   0.1142   0.4993
   5.750   0.6709   0.02964   0.02022  -0.0801   0.1125   0.4644
   6.000   0.7345   0.03177   0.02102  -0.0831   0.1109   0.2012
   6.250   0.7684   0.03156   0.02057  -0.0831   0.1100   0.1805
   6.500   0.8069   0.03176   0.02043  -0.0837   0.1091   0.1675
   6.750   0.8476   0.03199   0.02054  -0.0851   0.1081   0.1646
   7.000   0.8916   0.03253   0.02096  -0.0872   0.1067   0.1642
   7.250   0.9380   0.03328   0.02161  -0.0898   0.1051   0.1625
   7.500   0.9814   0.03421   0.02250  -0.0917   0.1050   0.1620
   7.750   1.0228   0.03532   0.02364  -0.0932   0.1054   0.1632
   8.000   1.0615   0.03663   0.02502  -0.0943   0.1063   0.1664
   8.250   1.0965   0.03806   0.02657  -0.0948   0.1073   0.1720
   8.500   1.1277   0.03958   0.02824  -0.0947   0.1079   0.1790
   8.750   1.1564   0.04125   0.03003  -0.0942   0.1084   0.1863
   9.000   1.1853   0.04328   0.03222  -0.0939   0.1095   0.2000
   9.250   1.2225   0.04656   0.03572  -0.0954   0.1117   0.2722
   9.500   1.2393   0.04646   0.03733  -0.0916   0.1206   1.0000
   9.750   1.2173   0.04051   0.03251  -0.0820   0.1431   1.0000
  10.750   0.8244   0.10409   0.09842  -0.0758   0.3671   0.1610
  11.000   0.8382   0.10628   0.10057  -0.0743   0.3482   0.1617
  11.250   0.8504   0.10848   0.10273  -0.0728   0.3295   0.1629
  11.500   0.8600   0.11091   0.10511  -0.0714   0.3115   0.1644
  11.750   0.8705   0.11342   0.10757  -0.0700   0.2955   0.1678
  12.000   0.9179   0.11311   0.10731  -0.0663   0.2857   0.1774
  12.250   0.9048   0.11717   0.11131  -0.0666   0.2682   0.1787
  12.500   0.8919   0.12163   0.11572  -0.0675   0.2520   0.1796
  12.750   1.0150   0.11424   0.10950  -0.0571   0.2462   1.0000
  13.000   0.9248   0.12594   0.12000  -0.0644   0.2298   0.1984
  13.250   0.8977   0.13223   0.12623  -0.0678   0.2160   0.1936
<< Back to Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)