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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 29.3 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-080-050-gn-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.000  -0.2526   0.12087   0.11499  -0.0490   0.9799   0.0668
  -6.750  -0.2476   0.11886   0.11299  -0.0520   0.9755   0.0673
  -6.500  -0.2353   0.11573   0.10988  -0.0541   0.9727   0.0677
  -6.250  -0.2185   0.11238   0.10653  -0.0558   0.9706   0.0682
  -6.000  -0.2090   0.10984   0.10401  -0.0565   0.9665   0.0689
  -5.750  -0.1992   0.10737   0.10156  -0.0577   0.9622   0.0697
  -5.500  -0.1870   0.10480   0.09899  -0.0599   0.9589   0.0707
  -5.250  -0.1744   0.10223   0.09643  -0.0629   0.9558   0.0720
  -5.000  -0.1788   0.10097   0.09520  -0.0633   0.9476   0.0729
  -4.750  -0.1756   0.09918   0.09342  -0.0675   0.9422   0.0734
  -4.500  -0.1642   0.09617   0.09044  -0.0658   0.9383   0.0739
  -4.250  -0.1574   0.09393   0.08824  -0.0652   0.9325   0.0746
  -4.000  -0.1427   0.09126   0.08559  -0.0671   0.9286   0.0756
  -3.750  -0.1242   0.08839   0.08272  -0.0706   0.9256   0.0770
  -3.500  -0.1277   0.08690   0.08127  -0.0692   0.9163   0.0778
  -3.250  -0.1090   0.08419   0.07851  -0.0755   0.9111   0.0794
  -2.750  -0.0915   0.07953   0.07388  -0.0764   0.8992   0.0807
  -2.500  -0.0737   0.07699   0.07137  -0.0772   0.8956   0.0820
  -2.250  -0.0500   0.07434   0.06870  -0.0805   0.8928   0.0840
  -2.000  -0.0442   0.07273   0.06708  -0.0807   0.8846   0.0857
  -1.750  -0.0128   0.07014   0.06432  -0.0889   0.8788   0.0873
  -1.500   0.0054   0.06725   0.06150  -0.0885   0.8762   0.0879
  -1.250   0.0288   0.06474   0.05901  -0.0896   0.8742   0.0894
  -1.000   0.0301   0.06361   0.05791  -0.0870   0.8650   0.0911
  -0.750   0.0733   0.06140   0.05545  -0.0954   0.8606   0.0956
  -0.500   0.0928   0.05868   0.05281  -0.0951   0.8581   0.0964
  -0.250   0.1195   0.05639   0.05055  -0.0965   0.8561   0.0980
   0.000   0.1237   0.05540   0.04957  -0.0939   0.8469   0.0995
   0.500   0.1896   0.05120   0.04520  -0.1001   0.8402   0.1061
   1.000   0.2569   0.04734   0.04110  -0.1042   0.8243   0.1157
   1.250   0.2928   0.04382   0.03764  -0.1053   0.8127   0.1176
   1.500   0.3355   0.04093   0.03471  -0.1075   0.8025   0.1221
   1.750   0.3648   0.03934   0.03292  -0.1079   0.7890   0.1281
   2.000   0.3922   0.03707   0.03072  -0.1075   0.7754   0.1313
   2.250   0.4241   0.03557   0.02904  -0.1078   0.7569   0.1414
   2.500   0.4477   0.03361   0.02709  -0.1065   0.7292   0.1440
   2.750   0.4968   0.03119   0.02419  -0.1087   0.6436   0.1493
   3.000   0.4922   0.03357   0.02386  -0.1028   0.1640   0.1563
   3.250   0.5060   0.03346   0.02332  -0.1007   0.0979   0.1572
   3.750   0.5653   0.02981   0.01869  -0.0994   0.0867   0.0917
   4.000   0.5869   0.02929   0.01803  -0.0979   0.0832   0.0907
   4.250   0.6080   0.02889   0.01748  -0.0963   0.0808   0.0901
   4.500   0.6273   0.02876   0.01723  -0.0945   0.0788   0.0908
   4.750   0.6471   0.02867   0.01705  -0.0928   0.0773   0.0919
   5.000   0.6666   0.02862   0.01691  -0.0909   0.0758   0.0927
   5.250   0.6855   0.02863   0.01683  -0.0890   0.0741   0.0926
   5.500   0.7034   0.02875   0.01684  -0.0870   0.0724   0.0926
   5.750   0.7205   0.02899   0.01696  -0.0849   0.0711   0.0928
   6.000   0.7368   0.02934   0.01719  -0.0827   0.0699   0.0932
   6.250   0.7555   0.02962   0.01741  -0.0808   0.0690   0.0942
   6.500   0.7751   0.02998   0.01769  -0.0790   0.0682   0.0958
   6.750   0.7963   0.03035   0.01805  -0.0777   0.0675   0.0969
   7.000   0.8189   0.03076   0.01842  -0.0764   0.0668   0.0976
   7.250   0.8439   0.03120   0.01881  -0.0756   0.0661   0.0984
   7.500   0.8719   0.03170   0.01925  -0.0752   0.0655   0.0994
   7.750   0.9039   0.03229   0.01975  -0.0754   0.0647   0.1008
   8.000   0.9364   0.03295   0.02032  -0.0758   0.0638   0.1026
   8.250   0.9728   0.03382   0.02105  -0.0770   0.0626   0.1059
   8.500   1.0053   0.03463   0.02192  -0.0774   0.0618   0.1097
   8.750   1.0386   0.03555   0.02288  -0.0779   0.0611   0.1131
   9.000   1.0735   0.03664   0.02404  -0.0788   0.0606   0.1171
   9.250   1.1080   0.03789   0.02538  -0.0796   0.0602   0.1234
   9.500   1.1397   0.03922   0.02684  -0.0801   0.0598   0.1358
   9.750   1.1681   0.04051   0.02840  -0.0800   0.0593   0.1798
  10.250   1.2230   0.04250   0.03163  -0.0799   0.0579   1.0000
  10.500   1.2445   0.04396   0.03311  -0.0788   0.0571   1.0000
  10.750   1.2661   0.04556   0.03473  -0.0778   0.0566   1.0000
  11.000   1.2868   0.04733   0.03656  -0.0766   0.0562   1.0000
  11.250   1.3067   0.04924   0.03854  -0.0754   0.0559   1.0000
  11.500   1.3256   0.05131   0.04071  -0.0742   0.0557   1.0000
  11.750   1.3406   0.05349   0.04302  -0.0724   0.0556   1.0000
  12.000   1.3485   0.05560   0.04537  -0.0694   0.0554   1.0000
  12.250   1.3530   0.05779   0.04784  -0.0661   0.0554   1.0000
  12.500   1.3531   0.06001   0.05033  -0.0623   0.0552   1.0000
  12.750   1.3470   0.06221   0.05284  -0.0578   0.0551   1.0000
  13.000   1.3371   0.06448   0.05540  -0.0529   0.0548   1.0000
  13.250   1.3247   0.06690   0.05810  -0.0482   0.0546   1.0000
  13.500   1.3108   0.06955   0.06102  -0.0439   0.0544   1.0000
  13.750   1.2954   0.07243   0.06415  -0.0401   0.0543   1.0000
  14.000   1.2784   0.07561   0.06758  -0.0367   0.0542   1.0000
  14.250   1.2599   0.07912   0.07131  -0.0338   0.0542   1.0000
  14.500   1.2402   0.08298   0.07540  -0.0316   0.0543   1.0000
  14.750   1.2185   0.08728   0.07992  -0.0300   0.0544   1.0000
  15.000   1.1949   0.09208   0.08493  -0.0293   0.0546   1.0000
  15.250   1.1704   0.09742   0.09046  -0.0295   0.0548   1.0000
  15.500   1.1454   0.10334   0.09656  -0.0308   0.0550   1.0000
  15.750   1.1218   0.10973   0.10312  -0.0330   0.0552   1.0000
  16.000   1.1036   0.11606   0.10956  -0.0356   0.0554   1.0000
<< 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)