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=500,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=8% T=5% R=1.6 (cp-080-050-gn)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 41.22 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-080-050-gn-500000.txt
Download as CSV file: xf-cp-080-050-gn-500000.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 =     0.500 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.1848   0.11769   0.11487  -0.0729   0.9799   0.0430
  -8.250  -0.1744   0.11476   0.11193  -0.0749   0.9772   0.0441
  -7.750  -0.1536   0.10767   0.10482  -0.0827   0.9735   0.0448
  -7.500  -0.1358   0.10464   0.10180  -0.0846   0.9725   0.0449
  -7.250  -0.1181   0.10181   0.09897  -0.0871   0.9716   0.0451
  -7.000  -0.1001   0.09907   0.09623  -0.0898   0.9708   0.0456
  -6.750  -0.0814   0.09633   0.09350  -0.0930   0.9701   0.0461
  -6.500  -0.0774   0.09437   0.09155  -0.0924   0.9639   0.0466
  -6.250  -0.0619   0.09155   0.08873  -0.0953   0.9617   0.0476
  -6.000  -0.0539   0.08783   0.08498  -0.1055   0.9586   0.0485
  -5.750  -0.0334   0.08426   0.08141  -0.1079   0.9578   0.0486
  -5.500  -0.0109   0.08125   0.07841  -0.1095   0.9572   0.0488
  -5.250  -0.0005   0.07921   0.07639  -0.1092   0.9528   0.0490
  -5.000   0.0130   0.07707   0.07426  -0.1101   0.9488   0.0493
  -4.750   0.0322   0.07457   0.07178  -0.1130   0.9466   0.0498
  -4.500   0.0539   0.07188   0.06909  -0.1168   0.9448   0.0505
  -4.250   0.0786   0.06878   0.06598  -0.1223   0.9433   0.0515
  -4.000   0.0912   0.06423   0.06132  -0.1359   0.9324   0.0527
  -3.750   0.1138   0.06158   0.05870  -0.1359   0.9306   0.0529
  -3.500   0.1464   0.05863   0.05574  -0.1391   0.9281   0.0531
  -3.250   0.1666   0.05646   0.05356  -0.1401   0.9201   0.0535
  -3.000   0.1883   0.05429   0.05137  -0.1422   0.9139   0.0540
  -2.750   0.2178   0.05176   0.04880  -0.1464   0.9093   0.0547
  -2.500   0.2396   0.04779   0.04459  -0.1550   0.8984   0.0572
  -2.250   0.2594   0.04556   0.04238  -0.1550   0.8939   0.0574
  -2.000   0.2756   0.04398   0.04080  -0.1540   0.8868   0.0576
  -1.750   0.2936   0.04241   0.03923  -0.1534   0.8782   0.0579
  -1.500   0.3162   0.04076   0.03754  -0.1540   0.8707   0.0583
  -1.250   0.3344   0.03923   0.03598  -0.1537   0.8608   0.0589
  -1.000   0.3723   0.03527   0.03168  -0.1596   0.8527   0.0622
  -0.750   0.3897   0.03380   0.03018  -0.1584   0.8388   0.0624
  -0.500   0.4063   0.03264   0.02900  -0.1568   0.8221   0.0627
  -0.250   0.4229   0.03159   0.02784  -0.1551   0.7942   0.0630
   0.000   0.4324   0.03089   0.02681  -0.1516   0.7285   0.0635
   0.250   0.4251   0.03099   0.02630  -0.1445   0.6108   0.0639
   0.500   0.4014   0.03221   0.02651  -0.1345   0.3927   0.0641
   0.750   0.3832   0.03359   0.02677  -0.1262   0.0793   0.0643
   1.000   0.4029   0.03241   0.02546  -0.1250   0.0697   0.0660
   1.250   0.4280   0.02988   0.02268  -0.1249   0.0667   0.0681
   1.500   0.4441   0.02919   0.02197  -0.1229   0.0641   0.0684
   1.750   0.4608   0.02855   0.02130  -0.1210   0.0622   0.0690
   2.000   0.4795   0.02782   0.02054  -0.1193   0.0612   0.0701
   2.250   0.5048   0.02583   0.01823  -0.1184   0.0604   0.0740
   2.500   0.5226   0.02530   0.01770  -0.1166   0.0594   0.0744
   2.750   0.5407   0.02485   0.01723  -0.1147   0.0586   0.0750
   3.000   0.5591   0.02443   0.01676  -0.1129   0.0578   0.0762
   3.250   0.5817   0.02329   0.01531  -0.1112   0.0572   0.0806
   3.500   0.5982   0.02306   0.01509  -0.1091   0.0565   0.0812
   3.750   0.6145   0.02296   0.01498  -0.1068   0.0560   0.0822
   4.000   0.6304   0.02296   0.01493  -0.1044   0.0555   0.0842
   4.250   0.6515   0.02241   0.01419  -0.1026   0.0552   0.0885
   4.500   0.6707   0.02227   0.01405  -0.1009   0.0546   0.0896
   4.750   0.6896   0.02226   0.01401  -0.0990   0.0541   0.0915
   5.000   0.7096   0.02216   0.01373  -0.0970   0.0537   0.0969
   5.250   0.7279   0.02219   0.01378  -0.0951   0.0533   0.0982
   5.500   0.7467   0.02237   0.01393  -0.0932   0.0530   0.1012
   5.750   0.7666   0.02243   0.01390  -0.0914   0.0527   0.1071
   6.000   0.7861   0.02264   0.01411  -0.0898   0.0524   0.1101
   6.250   0.8070   0.02283   0.01421  -0.0882   0.0520   0.1178
   6.500   0.8286   0.02306   0.01444  -0.0868   0.0519   0.1211
   6.750   0.8515   0.02330   0.01462  -0.0856   0.0515   0.1303
   7.000   0.8759   0.02366   0.01495  -0.0847   0.0512   0.1359
   7.250   0.9048   0.02254   0.01329  -0.0828   0.0508   0.0818
   7.500   0.9329   0.02299   0.01366  -0.0825   0.0502   0.0816
   7.750   0.9713   0.02372   0.01434  -0.0842   0.0498   0.0819
   8.000   1.0207   0.02477   0.01535  -0.0879   0.0496   0.0823
   8.250   1.0722   0.02606   0.01666  -0.0923   0.0494   0.0836
   8.500   1.1013   0.02674   0.01742  -0.0922   0.0492   0.0847
   8.750   1.1393   0.02794   0.01865  -0.0938   0.0493   0.0857
   9.000   1.1798   0.02946   0.02017  -0.0960   0.0495   0.0868
   9.250   1.2118   0.03087   0.02167  -0.0966   0.0495   0.0884
   9.500   1.2406   0.03230   0.02321  -0.0965   0.0495   0.0905
   9.750   1.2613   0.03283   0.02383  -0.0948   0.0496   0.0931
  10.000   1.2805   0.03174   0.02393  -0.0938   0.0625   0.1017
  10.250   1.2700   0.03081   0.02351  -0.0855   0.0605   0.1040
  10.500   1.2820   0.03191   0.02489  -0.0826   0.0588   0.1723
  10.750   1.3031   0.03253   0.02677  -0.0821   0.0578   1.0000
  11.000   1.3195   0.03422   0.02847  -0.0804   0.0572   1.0000
  11.250   1.3356   0.03614   0.03041  -0.0788   0.0568   1.0000
  11.500   1.3564   0.03848   0.03270  -0.0782   0.0563   1.0000
  11.750   1.3652   0.04520   0.03953  -0.0772   0.0555   1.0000
  12.000   1.3279   0.04410   0.03907  -0.0652   0.0534   1.0000
  12.250   1.3262   0.04625   0.04138  -0.0610   0.0524   1.0000
  12.500   1.3220   0.04832   0.04356  -0.0566   0.0519   1.0000
  12.750   1.3161   0.05037   0.04572  -0.0521   0.0515   1.0000
  13.000   1.3093   0.05256   0.04800  -0.0479   0.0512   1.0000
  13.250   1.3015   0.05492   0.05046  -0.0439   0.0509   1.0000
  13.500   1.2932   0.05746   0.05310  -0.0402   0.0507   1.0000
  13.750   1.2852   0.06019   0.05591  -0.0370   0.0505   1.0000
  14.000   1.2772   0.06315   0.05895  -0.0341   0.0504   1.0000
  14.250   1.2693   0.06632   0.06221  -0.0316   0.0502   1.0000
  14.500   1.2627   0.06972   0.06567  -0.0295   0.0501   1.0000
  14.750   1.2921   0.07810   0.07394  -0.0322   0.0494   1.0000
  15.000   1.2582   0.08197   0.07800  -0.0285   0.0494   1.0000
  15.250   1.2229   0.08649   0.08272  -0.0259   0.0493   1.0000
  15.500   1.1845   0.09170   0.08812  -0.0245   0.0493   1.0000
  15.750   1.1438   0.09752   0.09414  -0.0246   0.0493   1.0000
  16.000   1.0991   0.10398   0.10081  -0.0264   0.0493   1.0000
  16.250   1.0399   0.11107   0.10814  -0.0309   0.0494   1.0000
  16.500   0.9751   0.12149   0.11882  -0.0392   0.0494   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)