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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 33.46 at α=8°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-080-050-gn-200000.txt
Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.750  -0.2270   0.10786   0.10386  -0.0512   0.9719   0.0609
  -5.500  -0.2203   0.10574   0.10174  -0.0544   0.9671   0.0618
  -5.250  -0.2334   0.10536   0.10136  -0.0595   0.9586   0.0621
  -5.000  -0.2046   0.10055   0.09657  -0.0595   0.9582   0.0624
  -4.750  -0.1825   0.09722   0.09324  -0.0616   0.9567   0.0629
  -4.500  -0.1856   0.09572   0.09178  -0.0594   0.9487   0.0633
  -4.250  -0.1738   0.09336   0.08943  -0.0612   0.9448   0.0639
  -4.000  -0.1550   0.09053   0.08660  -0.0650   0.9421   0.0649
  -3.750  -0.1597   0.08901   0.08511  -0.0634   0.9328   0.0656
  -3.250  -0.1343   0.08357   0.07960  -0.0751   0.9189   0.0676
  -3.000  -0.1204   0.08077   0.07684  -0.0739   0.9151   0.0679
  -2.750  -0.0997   0.07800   0.07408  -0.0753   0.9124   0.0685
  -2.500  -0.0741   0.07522   0.07129  -0.0786   0.9103   0.0696
  -2.250  -0.0747   0.07383   0.06992  -0.0768   0.9015   0.0703
  -2.000  -0.0283   0.07041   0.06625  -0.0915   0.8957   0.0734
  -1.750  -0.0095   0.06737   0.06327  -0.0909   0.8939   0.0737
  -1.500   0.0148   0.06471   0.06066  -0.0919   0.8924   0.0743
  -1.250   0.0092   0.06377   0.05975  -0.0877   0.8821   0.0748
  -1.000   0.0356   0.06147   0.05744  -0.0900   0.8787   0.0763
   0.000   0.2343   0.04738   0.04286  -0.1162   0.8591   0.0876
   0.250   0.2873   0.04339   0.03893  -0.1213   0.8577   0.0889
   0.500   0.3297   0.04064   0.03616  -0.1245   0.8518   0.0917
   0.750   0.3815   0.03740   0.03269  -0.1298   0.8431   0.0964
   1.000   0.4344   0.03421   0.02953  -0.1345   0.8328   0.0992
   1.250   0.4759   0.03183   0.02688  -0.1367   0.8121   0.1057
   1.500   0.5111   0.02949   0.02439  -0.1374   0.7618   0.1077
   1.750   0.5278   0.02888   0.02290  -0.1342   0.6044   0.1109
   2.000   0.5029   0.03014   0.02307  -0.1237   0.4014   0.1119
   2.250   0.4834   0.03187   0.02350  -0.1148   0.1406   0.1159
   2.500   0.4905   0.03123   0.02271  -0.1113   0.1028   0.1168
   2.750   0.5052   0.03055   0.02203  -0.1091   0.0959   0.1186
   3.000   0.5281   0.03037   0.02160  -0.1077   0.0915   0.1278
   3.250   0.5410   0.02956   0.02084  -0.1053   0.0881   0.1293
   3.500   0.5575   0.02907   0.02040  -0.1033   0.0861   0.1329
   3.750   0.5777   0.02878   0.01995  -0.1016   0.0846   0.1419
   4.000   0.5926   0.02835   0.01956  -0.0994   0.0831   0.1447
   4.250   0.6113   0.02843   0.01946  -0.0974   0.0820   0.1560
   4.500   0.6257   0.02807   0.01913  -0.0951   0.0809   0.1591
   4.750   0.6432   0.02835   0.01925  -0.0931   0.0799   0.1719
   5.000   0.6594   0.02825   0.01915  -0.0911   0.0792   0.1766
   5.250   0.6789   0.02848   0.01928  -0.0896   0.0786   0.1913
   5.500   0.7006   0.02849   0.01924  -0.0884   0.0781   0.2082
   5.750   0.7232   0.02844   0.01919  -0.0873   0.0773   0.2270
   6.000   0.7470   0.02844   0.01917  -0.0864   0.0764   0.2489
   6.500   0.8203   0.02804   0.01763  -0.0852   0.0754   0.1269
   6.750   0.8532   0.02781   0.01739  -0.0856   0.0750   0.1222
   7.000   0.8901   0.02823   0.01757  -0.0862   0.0749   0.1155
   7.250   0.9304   0.02877   0.01809  -0.0879   0.0749   0.1145
   7.500   0.9742   0.02963   0.01893  -0.0903   0.0749   0.1150
   7.750   1.0142   0.03044   0.01980  -0.0921   0.0747   0.1164
   8.000   1.0496   0.03137   0.02082  -0.0930   0.0745   0.1168
   8.250   1.0873   0.03269   0.02225  -0.0942   0.0754   0.1179
   8.500   1.1242   0.03435   0.02402  -0.0953   0.0767   0.1199
   8.750   1.1741   0.03767   0.02727  -0.0993   0.0788   0.1235
   9.000   1.2020   0.03897   0.02909  -0.0972   0.0896   0.1268
  10.000   1.2730   0.05023   0.04261  -0.0845   0.1325   0.1558
  10.250   1.3085   0.05192   0.04537  -0.0868   0.1280   1.0000
  10.500   1.3034   0.05407   0.04776  -0.0820   0.1207   1.0000
  10.750   1.3127   0.05550   0.04925  -0.0791   0.1164   1.0000
  11.000   1.3332   0.05821   0.05184  -0.0785   0.1139   1.0000
  11.250   1.3336   0.06320   0.05691  -0.0759   0.1103   1.0000
  11.500   1.3158   0.06220   0.05632  -0.0683   0.1052   1.0000
  11.750   1.3225   0.06435   0.05852  -0.0657   0.1029   1.0000
  12.000   1.3421   0.06735   0.06142  -0.0652   0.1013   1.0000
  12.500   1.3114   0.07414   0.06859  -0.0559   0.0977   1.0000
  12.750   1.2698   0.07471   0.06946  -0.0470   0.0958   1.0000
  13.000   1.2446   0.07712   0.07206  -0.0420   0.0944   1.0000
  13.250   1.2227   0.08012   0.07521  -0.0383   0.0933   1.0000
  13.500   1.2027   0.08349   0.07869  -0.0355   0.0924   1.0000
  13.750   1.1835   0.08722   0.08254  -0.0336   0.0917   1.0000
  14.000   1.1650   0.09133   0.08674  -0.0324   0.0910   1.0000
  14.250   1.1648   0.09484   0.09026  -0.0318   0.0902   1.0000
  14.500   1.2327   0.10137   0.09643  -0.0341   0.0881   1.0000
  14.750   1.1867   0.10565   0.10093  -0.0322   0.0880   1.0000
  15.000   1.1403   0.11136   0.10684  -0.0326   0.0879   1.0000
  15.250   1.0822   0.11969   0.11540  -0.0366   0.0879   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)