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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 24.27 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-080-050-gn-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.750  -0.3545   0.12615   0.11851  -0.0211   1.0000   0.1037
  -5.500  -0.3682   0.12598   0.11841  -0.0199   1.0000   0.1043
  -5.250  -0.3844   0.12593   0.11844  -0.0186   0.9997   0.1046
  -5.000  -0.3630   0.12085   0.11339  -0.0192   0.9974   0.1057
  -4.750  -0.3475   0.11744   0.11000  -0.0205   0.9940   0.1073
  -4.500  -0.3379   0.11490   0.10748  -0.0219   0.9896   0.1091
  -4.250  -0.3307   0.11274   0.10533  -0.0237   0.9847   0.1111
  -4.000  -0.3253   0.11100   0.10362  -0.0269   0.9789   0.1136
  -3.750  -0.3166   0.10990   0.10250  -0.0352   0.9712   0.1152
  -3.500  -0.3018   0.10546   0.09811  -0.0326   0.9689   0.1167
  -3.250  -0.2915   0.10268   0.09537  -0.0324   0.9639   0.1189
  -3.000  -0.2773   0.10013   0.09283  -0.0347   0.9590   0.1219
  -2.750  -0.2637   0.09812   0.09080  -0.0392   0.9527   0.1253
  -2.500  -0.2448   0.09639   0.08900  -0.0469   0.9453   0.1270
  -2.250  -0.2309   0.09250   0.08518  -0.0453   0.9425   0.1284
  -2.000  -0.2210   0.08990   0.08263  -0.0443   0.9374   0.1308
  -1.750  -0.2060   0.08764   0.08038  -0.0459   0.9317   0.1350
  -1.500  -0.1725   0.08574   0.07834  -0.0553   0.9265   0.1405
  -1.250  -0.1658   0.08275   0.07544  -0.0527   0.9216   0.1423
  -1.000  -0.1519   0.08040   0.07313  -0.0525   0.9162   0.1458
  -0.750  -0.1055   0.07982   0.07227  -0.0639   0.9108   0.1542
  -0.500  -0.0953   0.07605   0.06863  -0.0618   0.9071   0.1557
  -0.250  -0.0860   0.07374   0.06640  -0.0601   0.9011   0.1583
   0.000  -0.0445   0.07318   0.06561  -0.0678   0.8958   0.1699
   0.250  -0.0295   0.06955   0.06214  -0.0664   0.8926   0.1729
   0.500  -0.0151   0.06781   0.06044  -0.0658   0.8870   0.1790
   0.750   0.0144   0.06637   0.05890  -0.0695   0.8812   0.1881
   1.000   0.0366   0.06412   0.05672  -0.0699   0.8771   0.1936
   1.250   0.0746   0.06253   0.05504  -0.0744   0.8739   0.2060
   1.500   0.0848   0.06101   0.05360  -0.0726   0.8670   0.2117
   1.750   0.1110   0.05957   0.05215  -0.0742   0.8619   0.2264
   2.000   0.1406   0.05800   0.05060  -0.0760   0.8580   0.2447
   2.250   0.1658   0.05657   0.04922  -0.0768   0.8537   0.2644
   3.000   0.2948   0.05202   0.04387  -0.0877   0.8342   0.1581
   3.250   0.3522   0.04884   0.04036  -0.0910   0.8149   0.1361
   3.500   0.4054   0.04564   0.03679  -0.0929   0.7911   0.1261
   3.750   0.4494   0.04276   0.03387  -0.0935   0.7691   0.1247
   4.000   0.5010   0.03937   0.03034  -0.0942   0.7439   0.1251
   4.250   0.5204   0.03800   0.02892  -0.0913   0.7149   0.1249
   4.500   0.5426   0.03637   0.02724  -0.0884   0.6755   0.1240
   4.750   0.5960   0.03327   0.02180  -0.0863   0.2854   0.1230
   5.000   0.5906   0.03546   0.02287  -0.0819   0.1438   0.1229
   5.250   0.6055   0.03602   0.02312  -0.0799   0.1273   0.1237
   5.500   0.6225   0.03643   0.02334  -0.0780   0.1189   0.1249
   5.750   0.6390   0.03689   0.02363  -0.0761   0.1131   0.1258
   6.000   0.6567   0.03735   0.02395  -0.0744   0.1093   0.1263
   6.250   0.6758   0.03783   0.02431  -0.0729   0.1063   0.1265
   6.500   0.6945   0.03837   0.02475  -0.0713   0.1038   0.1270
   6.750   0.7132   0.03895   0.02524  -0.0698   0.1017   0.1276
   7.000   0.7321   0.03959   0.02579  -0.0683   0.0999   0.1288
   7.250   0.7537   0.04014   0.02629  -0.0670   0.0984   0.1312
   7.500   0.7785   0.04056   0.02671  -0.0659   0.0966   0.1344
   7.750   0.8070   0.04092   0.02700  -0.0651   0.0943   0.1377
   8.000   0.8414   0.04119   0.02716  -0.0650   0.0917   0.1401
   8.250   0.8892   0.04135   0.02721  -0.0667   0.0893   0.1444
   8.500   0.9508   0.04187   0.02751  -0.0703   0.0879   0.1540
   8.750   1.0048   0.04274   0.02848  -0.0734   0.0869   0.1671
   9.000   1.0552   0.04403   0.02992  -0.0764   0.0860   0.1871
   9.250   1.0942   0.04518   0.03158  -0.0779   0.0849   0.2751
   9.750   1.1546   0.04757   0.03468  -0.0777   0.0821   1.0000
  10.000   1.1813   0.04939   0.03650  -0.0773   0.0811   1.0000
  10.250   1.2062   0.05137   0.03855  -0.0766   0.0806   1.0000
  10.500   1.2283   0.05346   0.04075  -0.0756   0.0803   1.0000
  10.750   1.2476   0.05564   0.04308  -0.0742   0.0801   1.0000
  11.000   1.2635   0.05791   0.04554  -0.0723   0.0799   1.0000
  11.250   1.2774   0.06024   0.04805  -0.0704   0.0797   1.0000
  11.500   1.2906   0.06270   0.05064  -0.0685   0.0793   1.0000
  11.750   1.3065   0.06545   0.05344  -0.0672   0.0787   1.0000
  12.000   1.3046   0.06780   0.05612  -0.0633   0.0783   1.0000
  12.250   1.3001   0.07026   0.05891  -0.0593   0.0780   1.0000
  12.500   1.2938   0.07282   0.06175  -0.0554   0.0778   1.0000
  12.750   1.2842   0.07544   0.06463  -0.0513   0.0777   1.0000
  13.000   1.2731   0.07822   0.06765  -0.0474   0.0777   1.0000
  13.250   1.2618   0.08123   0.07087  -0.0439   0.0779   1.0000
  13.500   1.2487   0.08445   0.07430  -0.0409   0.0781   1.0000
  13.750   1.2349   0.08791   0.07795  -0.0382   0.0783   1.0000
  14.000   1.2205   0.09163   0.08185  -0.0361   0.0785   1.0000
  14.500   1.1248   0.10345   0.09451  -0.0344   0.0801   1.0000
  14.750   1.0556   0.11484   0.10632  -0.0398   0.0819   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)