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=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 31.39 at α=9.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-100-050-gn-100000.txt
Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.000  -0.3984   0.12827   0.12347  -0.0080   1.0000   0.0645
  -4.750  -0.4084   0.12754   0.12277  -0.0063   1.0000   0.0651
  -4.500  -0.4202   0.12725   0.12253  -0.0052   1.0000   0.0655
  -4.250  -0.4260   0.12707   0.12236  -0.0071   1.0000   0.0657
  -4.000  -0.4251   0.12454   0.11986  -0.0070   1.0000   0.0659
  -3.750  -0.4227   0.12114   0.11649  -0.0048   1.0000   0.0662
  -3.500  -0.4195   0.11843   0.11381  -0.0040   0.9997   0.0668
  -3.250  -0.4057   0.11579   0.11117  -0.0062   0.9966   0.0676
  -3.000  -0.3906   0.11343   0.10881  -0.0091   0.9936   0.0686
  -2.750  -0.3800   0.11112   0.10649  -0.0112   0.9905   0.0696
  -2.500  -0.3528   0.10899   0.10431  -0.0183   0.9849   0.0716
  -2.250  -0.3250   0.10743   0.10269  -0.0276   0.9815   0.0725
  -2.000  -0.3174   0.10387   0.09916  -0.0261   0.9768   0.0730
  -1.750  -0.2975   0.10112   0.09642  -0.0283   0.9727   0.0741
  -1.500  -0.2849   0.09895   0.09425  -0.0297   0.9701   0.0751
  -1.250  -0.2625   0.09645   0.09173  -0.0333   0.9632   0.0768
  -1.000  -0.1934   0.09564   0.09070  -0.0510   0.9586   0.0800
  -0.750  -0.1963   0.09251   0.08764  -0.0473   0.9569   0.0805
  -0.500  -0.1834   0.08966   0.08483  -0.0472   0.9496   0.0814
  -0.250  -0.1470   0.08768   0.08281  -0.0524   0.9446   0.0838
   0.000  -0.1302   0.08595   0.08107  -0.0543   0.9428   0.0858
   0.250  -0.0719   0.08482   0.07974  -0.0665   0.9345   0.0889
   0.500  -0.0428   0.08197   0.07694  -0.0687   0.9291   0.0903
   0.750  -0.0368   0.08023   0.07523  -0.0674   0.9274   0.0917
   1.000  -0.0052   0.07839   0.07334  -0.0711   0.9174   0.0955
   1.250   0.0585   0.07746   0.07225  -0.0820   0.9125   0.0996
   1.500   0.1348   0.07186   0.06657  -0.0903   0.8668   0.1049
   1.750   0.1946   0.07087   0.06539  -0.0991   0.8602   0.1109
   2.000   0.2023   0.06926   0.06387  -0.0974   0.8543   0.1127
   2.250   0.2394   0.06797   0.06255  -0.1008   0.8491   0.1186
   2.500   0.2909   0.06692   0.06137  -0.1070   0.8437   0.1245
   2.750   0.2967   0.06607   0.06059  -0.1052   0.8377   0.1267
   3.000   0.3504   0.06638   0.06067  -0.1113   0.8322   0.1372
   3.250   0.3925   0.06358   0.05800  -0.1143   0.8278   0.1419
   3.500   0.4414   0.06114   0.05546  -0.1176   0.8070   0.1545
   3.750   0.5907   0.05131   0.04543  -0.1312   0.7765   0.1865
   4.000   0.6471   0.04678   0.04093  -0.1336   0.7606   0.2056
   4.250   0.7426   0.03798   0.03212  -0.1383   0.7352   0.2560
   4.500   0.7873   0.03231   0.02646  -0.1364   0.6927   0.2938
   4.750   0.8264   0.02863   0.02133  -0.1337   0.4490   0.3503
   5.000   0.7970   0.03201   0.02317  -0.1253   0.1664   0.3534
   5.250   0.8035   0.03256   0.02338  -0.1221   0.1211   0.3989
   5.500   0.8168   0.03221   0.02304  -0.1197   0.1127   0.4397
   5.750   0.8322   0.03203   0.02288  -0.1177   0.1079   0.4819
   6.000   0.8472   0.03199   0.02285  -0.1157   0.1046   0.5112
   6.250   0.8622   0.03251   0.02334  -0.1138   0.1022   0.5263
   6.500   0.8814   0.03326   0.02406  -0.1124   0.1005   0.5230
   6.750   0.9023   0.03434   0.02505  -0.1114   0.0988   0.4841
   7.000   0.9484   0.03615   0.02592  -0.1125   0.0970   0.1931
   7.250   0.9674   0.03663   0.02620  -0.1107   0.0951   0.1770
   7.500   0.9880   0.03722   0.02650  -0.1089   0.0931   0.1657
   7.750   1.0134   0.03755   0.02665  -0.1080   0.0918   0.1599
   8.000   1.0514   0.03794   0.02665  -0.1084   0.0908   0.1530
   8.250   1.1054   0.03842   0.02682  -0.1111   0.0901   0.1513
   8.500   1.1734   0.03911   0.02732  -0.1162   0.0899   0.1565
   8.750   1.2524   0.04065   0.02868  -0.1234   0.0895   0.1642
   9.000   1.3016   0.04207   0.03015  -0.1264   0.0890   0.1735
   9.250   1.3683   0.04458   0.03276  -0.1326   0.0896   0.2093
   9.500   1.3919   0.04434   0.03354  -0.1311   0.0907   1.0000
   9.750   1.4134   0.04562   0.03511  -0.1287   0.0938   1.0000
  10.000   1.4582   0.04884   0.03853  -0.1307   0.0986   1.0000
  10.250   1.5172   0.05406   0.04366  -0.1359   0.1028   1.0000
  10.500   1.5139   0.05405   0.04447  -0.1285   0.1106   1.0000
  13.250   1.0761   0.14245   0.13727  -0.1077   0.2906   0.1761
  13.500   0.8785   0.15007   0.14547  -0.1025   0.2570   0.1655
  13.750   0.8719   0.15318   0.14856  -0.1032   0.2433   0.1666
  14.000   1.0751   0.15213   0.14689  -0.1073   0.2405   0.2064
  14.250   1.1355   0.14972   0.14517  -0.1004   0.2354   1.0000
  14.500   0.9262   0.16073   0.15612  -0.0996   0.2161   0.2018
  14.750   0.9020   0.16338   0.15878  -0.1026   0.2020   0.1964
<< Back to Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)