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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 34.91 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-100-050-gn-200000.txt
Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.000  -0.0842   0.10650   0.10239  -0.0881   0.9296   0.0499
  -5.750  -0.1069   0.10722   0.10316  -0.0828   0.9190   0.0500
  -5.500  -0.0970   0.10473   0.10068  -0.0849   0.9160   0.0502
  -5.250  -0.0741   0.10046   0.09640  -0.0865   0.9149   0.0505
  -5.000  -0.0837   0.09963   0.09561  -0.0823   0.9072   0.0508
  -4.750  -0.0806   0.09794   0.09395  -0.0816   0.9022   0.0511
  -4.500  -0.0647   0.09534   0.09134  -0.0840   0.8996   0.0518
  -4.250  -0.0430   0.09243   0.08842  -0.0878   0.8977   0.0526
  -4.000  -0.0623   0.09233   0.08836  -0.0822   0.8869   0.0529
  -3.750  -0.0448   0.08974   0.08576  -0.0853   0.8836   0.0538
  -3.250  -0.0248   0.08683   0.08281  -0.0922   0.8698   0.0549
  -3.000  -0.0117   0.08357   0.07958  -0.0910   0.8675   0.0551
  -2.750   0.0089   0.08069   0.07670  -0.0927   0.8656   0.0556
  -2.500   0.0360   0.07787   0.07387  -0.0963   0.8641   0.0564
  -2.250   0.0224   0.07755   0.07358  -0.0916   0.8534   0.0567
  -2.000   0.0470   0.07505   0.07105  -0.0950   0.8504   0.0579
  -1.750   0.1111   0.07245   0.06826  -0.1110   0.8482   0.0600
  -1.500   0.1277   0.06911   0.06497  -0.1100   0.8470   0.0603
  -1.250   0.1161   0.06859   0.06450  -0.1048   0.8368   0.0605
  -1.000   0.1374   0.06631   0.06222  -0.1059   0.8338   0.0613
  -0.750   0.1688   0.06392   0.05981  -0.1095   0.8318   0.0626
  -0.500   0.2114   0.06140   0.05722  -0.1155   0.8305   0.0647
  -0.250   0.2673   0.05846   0.05416  -0.1250   0.8295   0.0662
   0.000   0.2564   0.05828   0.05402  -0.1197   0.8187   0.0665
   0.250   0.2813   0.05631   0.05207  -0.1209   0.8161   0.0675
   0.500   0.3181   0.05426   0.04999  -0.1245   0.8144   0.0696
   0.750   0.3813   0.05191   0.04744  -0.1341   0.8134   0.0728
   1.000   0.4236   0.04849   0.04405  -0.1373   0.8123   0.0740
   1.250   0.5459   0.04111   0.03641  -0.1541   0.8119   0.0806
   1.500   0.6134   0.03664   0.03195  -0.1614   0.8115   0.0835
   1.750   0.6113   0.03645   0.03176  -0.1563   0.7989   0.0851
   2.000   0.7441   0.02947   0.02452  -0.1751   0.7929   0.0931
   2.250   0.7740   0.02790   0.02273  -0.1747   0.7738   0.0996
   2.500   0.7911   0.02617   0.02093  -0.1720   0.7389   0.1013
   2.750   0.8077   0.02517   0.01954  -0.1689   0.6623   0.1043
   3.000   0.8091   0.02586   0.01922  -0.1627   0.5371   0.1106
   3.250   0.7803   0.02740   0.01997  -0.1522   0.3944   0.1107
   3.500   0.7509   0.02988   0.02145  -0.1426   0.1697   0.1107
   3.750   0.7519   0.03036   0.02160  -0.1386   0.0855   0.1118
   4.000   0.7674   0.03015   0.02138  -0.1367   0.0790   0.1142
   4.250   0.7921   0.03024   0.02128  -0.1359   0.0759   0.1237
   4.500   0.8074   0.02978   0.02092  -0.1342   0.0738   0.1262
   4.750   0.8277   0.03012   0.02112  -0.1327   0.0719   0.1378
   5.000   0.8408   0.02988   0.02098  -0.1306   0.0702   0.1406
   5.500   0.8658   0.03065   0.02168  -0.1258   0.0677   0.1559
   5.750   0.8824   0.03106   0.02201  -0.1239   0.0666   0.1697
   6.000   0.8956   0.03121   0.02221  -0.1218   0.0660   0.1747
   6.250   0.9106   0.03161   0.02258  -0.1198   0.0655   0.1895
   6.500   0.9259   0.03205   0.02300  -0.1178   0.0649   0.2059
   6.750   0.9416   0.03245   0.02340  -0.1160   0.0644   0.2249
   7.500   1.0186   0.03270   0.02273  -0.1119   0.0634   0.1192
   7.750   1.0451   0.03310   0.02287  -0.1109   0.0631   0.1096
   8.000   1.0733   0.03345   0.02313  -0.1104   0.0625   0.1095
   8.250   1.1047   0.03375   0.02336  -0.1105   0.0619   0.1085
   8.500   1.1413   0.03419   0.02373  -0.1112   0.0614   0.1075
   8.750   1.1836   0.03477   0.02431  -0.1127   0.0617   0.1075
   9.000   1.2314   0.03564   0.02526  -0.1150   0.0626   0.1090
   9.250   1.3019   0.03729   0.02706  -0.1211   0.0648   0.1151
   9.500   1.4278   0.04219   0.03182  -0.1382   0.0683   0.1371
  11.500   1.5298   0.06008   0.05359  -0.1148   0.1013   1.0000
  11.750   1.5014   0.05933   0.05324  -0.1053   0.0981   1.0000
  12.000   1.4926   0.06141   0.05549  -0.1001   0.0955   1.0000
  12.250   1.4933   0.06408   0.05822  -0.0968   0.0934   1.0000
  12.500   1.6126   0.07758   0.07100  -0.1127   0.0888   1.0000
  12.750   1.5664   0.07521   0.06910  -0.1008   0.0872   1.0000
  13.000   1.5391   0.07600   0.07014  -0.0929   0.0854   1.0000
  13.250   1.5213   0.07805   0.07238  -0.0875   0.0838   1.0000
  13.500   1.5074   0.08061   0.07508  -0.0833   0.0826   1.0000
  13.750   1.4975   0.08347   0.07805  -0.0799   0.0815   1.0000
  14.000   1.4982   0.08667   0.08128  -0.0779   0.0804   1.0000
  14.250   1.2773   0.09647   0.09219  -0.0630   0.0866   1.0000
  14.500   1.2335   0.10236   0.09831  -0.0621   0.0870   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)