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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 29.02 at α=10.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-100-050-gn-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.500  -0.1246   0.11937   0.11340  -0.0815   0.9391   0.0539
  -7.250  -0.1188   0.11761   0.11165  -0.0827   0.9349   0.0545
  -7.000  -0.1106   0.11603   0.11006  -0.0857   0.9316   0.0548
  -6.750  -0.0941   0.11232   0.10636  -0.0873   0.9300   0.0551
  -6.500  -0.0945   0.11064   0.10471  -0.0852   0.9239   0.0554
  -6.250  -0.0878   0.10853   0.10263  -0.0852   0.9196   0.0559
  -6.000  -0.0765   0.10616   0.10025  -0.0866   0.9166   0.0565
  -5.750  -0.0627   0.10367   0.09777  -0.0888   0.9142   0.0573
  -5.500  -0.0700   0.10283   0.09697  -0.0857   0.9065   0.0578
  -5.250  -0.0659   0.10117   0.09532  -0.0858   0.9017   0.0586
  -5.000  -0.0594   0.09968   0.09384  -0.0880   0.8980   0.0596
  -4.750  -0.0701   0.09934   0.09354  -0.0854   0.8887   0.0598
  -4.500  -0.0601   0.09687   0.09108  -0.0869   0.8844   0.0601
  -4.250  -0.0448   0.09375   0.08797  -0.0875   0.8822   0.0606
  -4.000  -0.0265   0.09089   0.08510  -0.0897   0.8802   0.0614
  -3.750  -0.0393   0.09038   0.08465  -0.0852   0.8702   0.0617
  -3.500  -0.0244   0.08798   0.08225  -0.0871   0.8666   0.0627
  -3.250  -0.0045   0.08544   0.07969  -0.0903   0.8641   0.0639
  -3.000  -0.0086   0.08460   0.07888  -0.0884   0.8555   0.0647
  -2.500   0.0323   0.07974   0.07398  -0.0954   0.8482   0.0663
  -2.250   0.0529   0.07698   0.07122  -0.0969   0.8463   0.0673
  -2.000   0.0474   0.07620   0.07047  -0.0936   0.8371   0.0679
  -1.750   0.0689   0.07394   0.06820  -0.0960   0.8334   0.0692
  -1.500   0.1001   0.07154   0.06574  -0.1010   0.8309   0.0712
  -1.250   0.1453   0.06900   0.06308  -0.1098   0.8291   0.0726
  -1.000   0.1390   0.06789   0.06204  -0.1053   0.8203   0.0730
  -0.750   0.1565   0.06577   0.05994  -0.1055   0.8167   0.0746
  -0.500   0.1868   0.06361   0.05775  -0.1088   0.8143   0.0769
   0.000   0.2704   0.05885   0.05281  -0.1205   0.8111   0.0807
   0.250   0.2677   0.05831   0.05232  -0.1169   0.8013   0.0813
   0.500   0.2941   0.05648   0.05049  -0.1184   0.7984   0.0833
   0.750   0.3516   0.05507   0.04886  -0.1270   0.7965   0.0888
   1.000   0.3744   0.05258   0.04645  -0.1273   0.7948   0.0901
   1.250   0.4074   0.05065   0.04452  -0.1295   0.7934   0.0926
   1.750   0.4607   0.04951   0.04319  -0.1327   0.7808   0.0991
   2.000   0.4850   0.04754   0.04131  -0.1331   0.7787   0.1012
   2.500   0.5580   0.04382   0.03747  -0.1368   0.7636   0.1120
   2.750   0.6026   0.04036   0.03396  -0.1385   0.7513   0.1170
   3.000   0.6618   0.03679   0.03021  -0.1427   0.7410   0.1249
   3.250   0.6807   0.03556   0.02900  -0.1409   0.7252   0.1283
   3.500   0.7116   0.03420   0.02752  -0.1409   0.7068   0.1390
   3.750   0.7325   0.03297   0.02629  -0.1392   0.6817   0.1447
   4.250   0.7985   0.02984   0.02029  -0.1371   0.3377   0.0868
   4.500   0.7855   0.03243   0.02161  -0.1313   0.0918   0.0865
   4.750   0.8045   0.03248   0.02141  -0.1298   0.0764   0.0868
   5.000   0.8249   0.03240   0.02119  -0.1284   0.0707   0.0868
   5.250   0.8439   0.03241   0.02107  -0.1269   0.0678   0.0861
   5.500   0.8637   0.03240   0.02099  -0.1254   0.0656   0.0852
   5.750   0.8828   0.03247   0.02099  -0.1238   0.0638   0.0846
   6.000   0.9007   0.03269   0.02112  -0.1221   0.0624   0.0842
   6.250   0.9175   0.03305   0.02141  -0.1203   0.0612   0.0849
   6.500   0.9323   0.03359   0.02187  -0.1182   0.0601   0.0863
   6.750   0.9457   0.03426   0.02247  -0.1159   0.0593   0.0871
   7.000   0.9596   0.03488   0.02305  -0.1137   0.0587   0.0873
   7.250   0.9739   0.03553   0.02368  -0.1116   0.0581   0.0875
   7.500   0.9891   0.03625   0.02438  -0.1097   0.0573   0.0878
   7.750   1.0056   0.03703   0.02509  -0.1081   0.0564   0.0883
   8.000   1.0233   0.03782   0.02584  -0.1066   0.0553   0.0889
   8.250   1.0422   0.03858   0.02656  -0.1053   0.0542   0.0901
   8.500   1.0626   0.03935   0.02727  -0.1041   0.0531   0.0926
   8.750   1.0863   0.04007   0.02788  -0.1032   0.0525   0.0955
   9.000   1.1149   0.04074   0.02840  -0.1029   0.0519   0.0981
   9.250   1.1488   0.04141   0.02896  -0.1032   0.0514   0.1008
   9.500   1.1800   0.04211   0.02968  -0.1032   0.0511   0.1047
   9.750   1.2135   0.04292   0.03050  -0.1034   0.0507   0.1108
  10.000   1.2475   0.04383   0.03149  -0.1039   0.0502   0.1246
  10.250   1.2799   0.04482   0.03268  -0.1042   0.0493   0.1675
  10.500   1.3107   0.04517   0.03394  -0.1045   0.0484   1.0000
  10.750   1.3400   0.04652   0.03528  -0.1044   0.0476   1.0000
  11.000   1.3711   0.04808   0.03689  -0.1046   0.0472   1.0000
  11.250   1.4005   0.04980   0.03869  -0.1047   0.0469   1.0000
  11.500   1.4271   0.05165   0.04065  -0.1044   0.0466   1.0000
  11.750   1.4508   0.05364   0.04278  -0.1037   0.0464   1.0000
  12.000   1.4712   0.05574   0.04505  -0.1027   0.0462   1.0000
  12.250   1.4887   0.05787   0.04733  -0.1014   0.0460   1.0000
  12.500   1.5055   0.06004   0.04961  -0.1001   0.0456   1.0000
  12.750   1.5296   0.06257   0.05215  -0.1001   0.0450   1.0000
  13.000   1.5368   0.06507   0.05484  -0.0976   0.0446   1.0000
  13.250   1.5305   0.06726   0.05737  -0.0932   0.0444   1.0000
  13.500   1.5236   0.06972   0.06015  -0.0891   0.0442   1.0000
  13.750   1.5184   0.07243   0.06313  -0.0856   0.0441   1.0000
  14.000   1.5123   0.07529   0.06626  -0.0822   0.0441   1.0000
  14.250   1.5041   0.07834   0.06956  -0.0790   0.0442   1.0000
  14.500   1.4932   0.08157   0.07305  -0.0758   0.0442   1.0000
  14.750   1.4808   0.08498   0.07671  -0.0729   0.0442   1.0000
  15.000   1.4671   0.08859   0.08056  -0.0703   0.0443   1.0000
  15.250   1.4518   0.09246   0.08466  -0.0681   0.0443   1.0000
  15.500   1.4371   0.09647   0.08887  -0.0663   0.0444   1.0000
  15.750   1.4218   0.10069   0.09330  -0.0650   0.0445   1.0000
  16.000   1.4061   0.10513   0.09792  -0.0642   0.0446   1.0000
  16.250   1.3933   0.10960   0.10255  -0.0639   0.0447   1.0000
  16.750   1.2519   0.13332   0.12743  -0.0738   0.0468   1.0000
  17.000   1.1992   0.14921   0.14362  -0.0847   0.0483   1.0000
<< 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)