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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 34.71 at α=9.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-080-050-gn-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.500  -0.1603   0.11103   0.10659  -0.0745   0.9674   0.0515
  -7.250  -0.1520   0.10842   0.10399  -0.0761   0.9635   0.0521
  -7.000  -0.1416   0.10553   0.10109  -0.0789   0.9607   0.0525
  -6.750  -0.1288   0.10258   0.09814  -0.0822   0.9585   0.0526
  -6.250  -0.1084   0.09717   0.09275  -0.0854   0.9516   0.0529
  -6.000  -0.0954   0.09470   0.09030  -0.0860   0.9483   0.0533
  -5.750  -0.0801   0.09222   0.08784  -0.0878   0.9457   0.0541
  -5.500  -0.0638   0.08952   0.08514  -0.0905   0.9436   0.0549
  -5.250  -0.0465   0.08665   0.08226  -0.0940   0.9418   0.0558
  -5.000  -0.0486   0.08509   0.08074  -0.0928   0.9335   0.0564
  -4.750  -0.0389   0.08246   0.07810  -0.0961   0.9291   0.0569
  -4.500  -0.0237   0.07914   0.07475  -0.1029   0.9259   0.0572
  -4.000  -0.0095   0.07506   0.07074  -0.1005   0.9141   0.0577
  -3.750   0.0110   0.07259   0.06828  -0.1025   0.9120   0.0585
  -3.500   0.0345   0.06983   0.06551  -0.1065   0.9101   0.0594
  -3.250   0.0345   0.06835   0.06405  -0.1049   0.9013   0.0600
  -3.000   0.0540   0.06563   0.06130  -0.1091   0.8968   0.0614
  -2.500   0.1112   0.05914   0.05471  -0.1203   0.8923   0.0625
  -2.250   0.1075   0.05819   0.05380  -0.1158   0.8829   0.0629
  -2.000   0.1295   0.05611   0.05173  -0.1172   0.8795   0.0638
  -1.750   0.1584   0.05365   0.04924  -0.1208   0.8770   0.0652
  -1.500   0.2071   0.04979   0.04514  -0.1309   0.8744   0.0673
  -1.250   0.2135   0.04800   0.04332  -0.1287   0.8639   0.0676
  -1.000   0.2514   0.04524   0.04059  -0.1315   0.8571   0.0684
  -0.750   0.2669   0.04365   0.03899  -0.1302   0.8443   0.0693
  -0.500   0.3195   0.04048   0.03553  -0.1378   0.8372   0.0731
  -0.250   0.3358   0.03847   0.03337  -0.1370   0.8262   0.0734
   0.000   0.3604   0.03655   0.03148  -0.1371   0.8131   0.0738
   0.250   0.3874   0.03491   0.02980  -0.1377   0.7977   0.0745
   0.500   0.4110   0.03358   0.02839  -0.1373   0.7759   0.0762
   1.000   0.4729   0.02988   0.02400  -0.1393   0.6944   0.0806
   1.250   0.4774   0.02969   0.02309  -0.1345   0.5667   0.0810
   1.500   0.4479   0.03127   0.02347  -0.1235   0.3236   0.0811
   1.750   0.4319   0.03234   0.02365  -0.1156   0.0875   0.0813
   2.000   0.4488   0.03150   0.02267  -0.1137   0.0745   0.0818
   2.250   0.4721   0.02924   0.02009  -0.1127   0.0699   0.0713
   2.500   0.4931   0.02815   0.01887  -0.1113   0.0671   0.0712
   2.750   0.5140   0.02703   0.01758  -0.1099   0.0649   0.0701
   3.000   0.5349   0.02598   0.01632  -0.1083   0.0632   0.0695
   3.250   0.5555   0.02514   0.01529  -0.1067   0.0618   0.0692
   3.500   0.5755   0.02472   0.01478  -0.1050   0.0603   0.0702
   3.750   0.5957   0.02426   0.01419  -0.1032   0.0591   0.0710
   4.000   0.6153   0.02386   0.01363  -0.1014   0.0576   0.0712
   4.250   0.6346   0.02357   0.01319  -0.0995   0.0568   0.0713
   4.500   0.6530   0.02346   0.01293  -0.0974   0.0560   0.0716
   4.750   0.6705   0.02348   0.01283  -0.0953   0.0554   0.0718
   5.000   0.6893   0.02350   0.01270  -0.0932   0.0549   0.0726
   5.250   0.7078   0.02360   0.01268  -0.0912   0.0544   0.0735
   5.500   0.7256   0.02379   0.01288  -0.0892   0.0538   0.0741
   5.750   0.7436   0.02402   0.01307  -0.0872   0.0534   0.0744
   6.000   0.7617   0.02430   0.01332  -0.0853   0.0529   0.0749
   6.250   0.7804   0.02460   0.01358  -0.0834   0.0524   0.0752
   6.500   0.7994   0.02493   0.01389  -0.0816   0.0519   0.0758
   6.750   0.8190   0.02527   0.01419  -0.0799   0.0513   0.0763
   7.000   0.8391   0.02567   0.01455  -0.0784   0.0507   0.0771
   7.250   0.8600   0.02613   0.01495  -0.0770   0.0501   0.0784
   7.500   0.8832   0.02669   0.01541  -0.0759   0.0495   0.0794
   7.750   0.9068   0.02714   0.01587  -0.0749   0.0491   0.0801
   8.000   0.9310   0.02758   0.01637  -0.0739   0.0488   0.0807
   8.250   0.9557   0.02808   0.01693  -0.0731   0.0485   0.0815
   8.500   0.9818   0.02864   0.01756  -0.0725   0.0481   0.0826
   8.750   1.0090   0.02926   0.01824  -0.0720   0.0477   0.0839
   9.000   1.0371   0.02995   0.01898  -0.0718   0.0473   0.0855
   9.250   1.0645   0.03068   0.01975  -0.0715   0.0469   0.0875
   9.500   1.0907   0.03142   0.02056  -0.0710   0.0463   0.0906
   9.750   1.1160   0.03217   0.02134  -0.0703   0.0457   0.0943
  10.000   1.1423   0.03299   0.02218  -0.0699   0.0452   0.0983
  10.250   1.1702   0.03394   0.02315  -0.0698   0.0448   0.1058
  10.500   1.1990   0.03496   0.02428  -0.0699   0.0444   0.1419
  11.000   1.2774   0.03718   0.02772  -0.0747   0.0437   1.0000
  11.250   1.2961   0.03851   0.02922  -0.0730   0.0435   1.0000
  11.500   1.3143   0.04002   0.03091  -0.0714   0.0432   1.0000
  11.750   1.3302   0.04159   0.03266  -0.0694   0.0429   1.0000
  12.000   1.3426   0.04323   0.03451  -0.0669   0.0425   1.0000
  12.250   1.3528   0.04489   0.03636  -0.0642   0.0420   1.0000
  12.500   1.3613   0.04656   0.03822  -0.0614   0.0416   1.0000
  12.750   1.3681   0.04834   0.04018  -0.0584   0.0413   1.0000
  13.000   1.3730   0.05023   0.04225  -0.0553   0.0410   1.0000
  13.250   1.3756   0.05219   0.04439  -0.0521   0.0408   1.0000
  13.500   1.3758   0.05425   0.04664  -0.0487   0.0406   1.0000
  13.750   1.3739   0.05642   0.04900  -0.0454   0.0405   1.0000
  14.000   1.3696   0.05873   0.05150  -0.0420   0.0403   1.0000
  14.250   1.3632   0.06120   0.05416  -0.0387   0.0402   1.0000
  14.500   1.3542   0.06391   0.05706  -0.0355   0.0401   1.0000
  14.750   1.3429   0.06686   0.06021  -0.0326   0.0400   1.0000
  15.000   1.3300   0.06999   0.06352  -0.0299   0.0399   1.0000
  15.250   1.3165   0.07324   0.06695  -0.0277   0.0398   1.0000
  15.500   1.2985   0.07712   0.07103  -0.0259   0.0397   1.0000
  15.750   1.2843   0.08073   0.07478  -0.0247   0.0395   1.0000
  16.000   1.2655   0.08507   0.07930  -0.0241   0.0394   1.0000
  16.250   1.2399   0.09054   0.08499  -0.0243   0.0394   1.0000
  16.500   1.2036   0.09799   0.09270  -0.0263   0.0394   1.0000
  16.750   1.1514   0.10914   0.10418  -0.0317   0.0395   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)