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=50,000 Ncrit=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 22 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-080-050-gn-50000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-50000-n1.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.250  -0.1867   0.11257   0.10341  -0.0672   0.9060   0.0352
  -7.000  -0.1816   0.11036   0.10123  -0.0674   0.9007   0.0354
  -6.750  -0.1747   0.10806   0.09895  -0.0681   0.8961   0.0359
  -6.500  -0.1669   0.10559   0.09650  -0.0692   0.8921   0.0366
  -6.250  -0.1638   0.10349   0.09442  -0.0692   0.8862   0.0372
  -6.000  -0.1587   0.10142   0.09240  -0.0694   0.8807   0.0377
  -5.750  -0.1517   0.09922   0.09022  -0.0700   0.8760   0.0380
  -5.500  -0.1471   0.09717   0.08821  -0.0701   0.8705   0.0381
  -5.250  -0.1449   0.09530   0.08638  -0.0696   0.8640   0.0383
  -5.000  -0.1403   0.09323   0.08434  -0.0698   0.8585   0.0384
  -4.750  -0.1380   0.09135   0.08250  -0.0694   0.8524   0.0386
  -4.500  -0.1392   0.08973   0.08093  -0.0683   0.8450   0.0390
  -4.250  -0.1358   0.08768   0.07891  -0.0684   0.8391   0.0396
  -4.000  -0.1342   0.08569   0.07695  -0.0683   0.8319   0.0402
  -3.750  -0.1309   0.08354   0.07484  -0.0685   0.8249   0.0408
  -3.500  -0.1222   0.08125   0.07256  -0.0695   0.8197   0.0411
  -3.250  -0.1182   0.07935   0.07070  -0.0693   0.8125   0.0413
  -3.000  -0.1108   0.07726   0.06862  -0.0697   0.8062   0.0414
  -2.750  -0.0989   0.07493   0.06629  -0.0710   0.8013   0.0416
  -2.500  -0.0908   0.07294   0.06432  -0.0712   0.7946   0.0418
  -2.250  -0.0799   0.07086   0.06224  -0.0720   0.7884   0.0424
  -2.000  -0.0641   0.06848   0.05984  -0.0737   0.7835   0.0433
  -1.750  -0.0495   0.06619   0.05751  -0.0751   0.7777   0.0441
  -1.500  -0.0349   0.06401   0.05531  -0.0762   0.7714   0.0445
  -1.250  -0.0158   0.06171   0.05297  -0.0779   0.7665   0.0447
  -0.750   0.0225   0.05769   0.04889  -0.0802   0.7560   0.0451
  -0.500   0.0434   0.05580   0.04695  -0.0814   0.7507   0.0458
  -0.250   0.0684   0.05373   0.04481  -0.0833   0.7464   0.0469
   0.000   0.0946   0.05160   0.04258  -0.0852   0.7422   0.0478
   0.250   0.1159   0.04989   0.04081  -0.0860   0.7362   0.0481
   0.500   0.1409   0.04809   0.03893  -0.0872   0.7313   0.0483
   0.750   0.1686   0.04626   0.03701  -0.0887   0.7272   0.0486
   1.000   0.1945   0.04485   0.03553  -0.0895   0.7228   0.0493
   1.250   0.2175   0.04364   0.03426  -0.0898   0.7169   0.0503
   1.500   0.2445   0.04218   0.03269  -0.0905   0.7121   0.0513
   1.750   0.2731   0.04072   0.03112  -0.0914   0.7079   0.0517
   2.000   0.3002   0.03945   0.02974  -0.0918   0.7035   0.0520
   2.250   0.3241   0.03845   0.02865  -0.0917   0.6976   0.0523
   2.500   0.3512   0.03737   0.02747  -0.0918   0.6909   0.0531
   2.750   0.3756   0.03647   0.02648  -0.0911   0.6723   0.0542
   3.000   0.4062   0.03503   0.02478  -0.0907   0.6296   0.0552
   3.500   0.4527   0.03563   0.02165  -0.0875   0.0647   0.0558
   3.750   0.4756   0.03527   0.02110  -0.0867   0.0604   0.0561
   4.000   0.4984   0.03489   0.02049  -0.0858   0.0572   0.0571
   4.250   0.5194   0.03484   0.02035  -0.0846   0.0549   0.0581
   4.500   0.5405   0.03477   0.02019  -0.0834   0.0530   0.0590
   4.750   0.5614   0.03475   0.02006  -0.0821   0.0512   0.0595
   5.000   0.5837   0.03483   0.01998  -0.0811   0.0497   0.0598
   5.250   0.6062   0.03496   0.01996  -0.0800   0.0486   0.0601
   5.500   0.6280   0.03516   0.02005  -0.0789   0.0479   0.0604
   5.750   0.6492   0.03541   0.02022  -0.0777   0.0470   0.0608
   6.000   0.6698   0.03572   0.02042  -0.0763   0.0460   0.0621
   6.250   0.6889   0.03616   0.02086  -0.0749   0.0450   0.0630
   6.500   0.7076   0.03664   0.02132  -0.0735   0.0441   0.0640
   6.750   0.7261   0.03713   0.02179  -0.0720   0.0433   0.0648
   7.000   0.7444   0.03766   0.02234  -0.0705   0.0425   0.0652
   7.250   0.7622   0.03825   0.02294  -0.0689   0.0420   0.0656
   7.500   0.7795   0.03890   0.02362  -0.0673   0.0417   0.0660
   7.750   0.7967   0.03960   0.02434  -0.0657   0.0414   0.0666
   8.000   0.8138   0.04035   0.02512  -0.0642   0.0411   0.0678
   8.250   0.8310   0.04112   0.02595  -0.0627   0.0409   0.0692
   8.500   0.8487   0.04191   0.02679  -0.0612   0.0407   0.0708
   8.750   0.8670   0.04271   0.02763  -0.0598   0.0404   0.0722
   9.000   0.8860   0.04351   0.02845  -0.0584   0.0401   0.0733
   9.250   0.9058   0.04429   0.02931  -0.0572   0.0397   0.0750
   9.500   0.9263   0.04507   0.03013  -0.0560   0.0391   0.0775
   9.750   0.9486   0.04583   0.03094  -0.0550   0.0385   0.0803
  10.000   0.9739   0.04654   0.03178  -0.0541   0.0377   0.0841
  10.250   1.0003   0.04728   0.03266  -0.0534   0.0370   0.0893
  10.500   1.0268   0.04811   0.03362  -0.0528   0.0366   0.0982
  11.000   1.0766   0.04894   0.03588  -0.0515   0.0362   1.0000
  11.250   1.1006   0.05021   0.03719  -0.0507   0.0360   1.0000
  11.500   1.1229   0.05162   0.03867  -0.0498   0.0357   1.0000
  11.750   1.1428   0.05316   0.04031  -0.0487   0.0355   1.0000
  12.000   1.1594   0.05478   0.04205  -0.0474   0.0351   1.0000
  12.250   1.1732   0.05649   0.04388  -0.0459   0.0347   1.0000
  12.500   1.1844   0.05827   0.04578  -0.0443   0.0344   1.0000
  12.750   1.1949   0.06043   0.04815  -0.0426   0.0339   1.0000
  13.000   1.2024   0.06294   0.05094  -0.0409   0.0333   1.0000
  13.250   1.2056   0.06561   0.05387  -0.0390   0.0329   1.0000
  13.500   1.2054   0.06847   0.05697  -0.0372   0.0327   1.0000
  13.750   1.2019   0.07157   0.06031  -0.0354   0.0326   1.0000
  14.000   1.1947   0.07502   0.06402  -0.0339   0.0325   1.0000
  14.250   1.1838   0.07887   0.06814  -0.0326   0.0324   1.0000
  14.500   1.1695   0.08322   0.07277  -0.0319   0.0323   1.0000
  14.750   1.1510   0.08825   0.07806  -0.0319   0.0322   1.0000
  15.000   1.1283   0.09417   0.08425  -0.0329   0.0322   1.0000
  15.250   1.1009   0.10134   0.09170  -0.0353   0.0321   1.0000
  15.500   1.0674   0.11060   0.10126  -0.0400   0.0321   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)