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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 33.92 at α=6.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-100-050-gn-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.0372   0.11162   0.10706  -0.1096   0.9405   0.0417
  -8.250  -0.0306   0.10950   0.10495  -0.1106   0.9363   0.0419
  -8.000  -0.0190   0.10696   0.10240  -0.1131   0.9339   0.0419
  -7.750  -0.0042   0.10390   0.09934  -0.1152   0.9323   0.0421
  -7.500   0.0121   0.10098   0.09642  -0.1172   0.9311   0.0423
  -7.250   0.0289   0.09824   0.09367  -0.1198   0.9300   0.0427
  -7.000   0.0283   0.09699   0.09244  -0.1176   0.9233   0.0431
  -6.750   0.0388   0.09480   0.09027  -0.1186   0.9197   0.0436
  -6.500   0.0530   0.09239   0.08785  -0.1207   0.9175   0.0445
  -6.250   0.0683   0.08988   0.08532  -0.1238   0.9156   0.0454
  -6.000   0.0854   0.08727   0.08269  -0.1276   0.9139   0.0457
  -5.750   0.0733   0.08682   0.08229  -0.1233   0.9042   0.0457
  -5.500   0.0828   0.08478   0.08024  -0.1251   0.9006   0.0458
  -5.250   0.0987   0.08199   0.07745  -0.1274   0.8986   0.0459
  -5.000   0.1192   0.07906   0.07453  -0.1294   0.8975   0.0463
  -4.750   0.1037   0.07877   0.07429  -0.1234   0.8870   0.0464
  -4.500   0.1198   0.07652   0.07205  -0.1250   0.8843   0.0472
  -4.250   0.1399   0.07409   0.06961  -0.1281   0.8823   0.0482
  -4.000   0.1651   0.07139   0.06687  -0.1332   0.8806   0.0494
  -3.750   0.1473   0.07123   0.06676  -0.1269   0.8695   0.0496
  -3.500   0.1705   0.06874   0.06423  -0.1321   0.8665   0.0499
  -3.000   0.1938   0.06491   0.06039  -0.1340   0.8562   0.0502
  -2.750   0.2052   0.06288   0.05838  -0.1329   0.8521   0.0505
  -2.500   0.2265   0.06073   0.05623  -0.1345   0.8499   0.0512
  -2.250   0.2549   0.05839   0.05387  -0.1382   0.8481   0.0527
  -2.000   0.2948   0.05565   0.05105  -0.1454   0.8467   0.0543
  -1.750   0.2882   0.05512   0.05053  -0.1414   0.8364   0.0545
  -1.500   0.3263   0.05252   0.04783  -0.1479   0.8336   0.0548
  -1.250   0.3465   0.05018   0.04552  -0.1480   0.8317   0.0552
  -1.000   0.3756   0.04807   0.04342  -0.1503   0.8303   0.0561
  -0.750   0.4143   0.04590   0.04121  -0.1551   0.8291   0.0584
  -0.500   0.4150   0.04535   0.04063  -0.1518   0.8192   0.0596
  -0.250   0.4601   0.04286   0.03800  -0.1582   0.8167   0.0601
   0.000   0.4848   0.04084   0.03602  -0.1590   0.8146   0.0605
   0.250   0.5452   0.03772   0.03281  -0.1669   0.8108   0.0621
   0.500   0.5446   0.03696   0.03206  -0.1618   0.7982   0.0632
   1.000   0.6298   0.03242   0.02724  -0.1699   0.7769   0.0668
   1.250   0.6427   0.03144   0.02625  -0.1675   0.7653   0.0677
   1.500   0.6726   0.02998   0.02470  -0.1684   0.7500   0.0694
   1.750   0.7150   0.02812   0.02252  -0.1715   0.7314   0.0727
   2.000   0.7376   0.02698   0.02122  -0.1706   0.6905   0.0740
   2.250   0.7530   0.02644   0.02023  -0.1681   0.6167   0.0757
   2.500   0.7364   0.02716   0.02023  -0.1593   0.4983   0.0765
   2.750   0.7070   0.02897   0.02118  -0.1490   0.3307   0.0765
   3.000   0.6833   0.03123   0.02245  -0.1405   0.0827   0.0768
   3.250   0.7140   0.03060   0.02137  -0.1409   0.0610   0.0801
   3.500   0.7320   0.03006   0.02084  -0.1397   0.0558   0.0807
   3.750   0.7505   0.02974   0.02049  -0.1384   0.0526   0.0816
   4.000   0.7714   0.02936   0.02004  -0.1373   0.0509   0.0823
   4.250   0.7918   0.02911   0.01975  -0.1361   0.0496   0.0840
   4.500   0.8249   0.02699   0.01710  -0.1360   0.0487   0.0646
   4.750   0.8445   0.02676   0.01675  -0.1345   0.0476   0.0643
   5.000   0.8634   0.02663   0.01650  -0.1328   0.0467   0.0641
   5.250   0.8821   0.02656   0.01621  -0.1310   0.0461   0.0653
   5.500   0.8983   0.02676   0.01624  -0.1288   0.0454   0.0657
   5.750   0.9123   0.02715   0.01653  -0.1265   0.0448   0.0658
   6.250   0.9436   0.02782   0.01714  -0.1224   0.0437   0.0661
   6.500   0.9587   0.02827   0.01757  -0.1203   0.0429   0.0664
   6.750   0.9736   0.02879   0.01808  -0.1183   0.0422   0.0668
   7.000   0.9877   0.02944   0.01873  -0.1161   0.0418   0.0675
   7.250   1.0020   0.03012   0.01941  -0.1140   0.0414   0.0688
   7.500   1.0169   0.03079   0.02006  -0.1120   0.0409   0.0697
   7.750   1.0322   0.03148   0.02072  -0.1101   0.0406   0.0702
   8.000   1.0481   0.03219   0.02141  -0.1082   0.0402   0.0707
   8.250   1.0649   0.03290   0.02210  -0.1066   0.0399   0.0711
   8.500   1.0830   0.03365   0.02281  -0.1051   0.0395   0.0717
   8.750   1.1023   0.03438   0.02351  -0.1037   0.0392   0.0723
   9.000   1.1250   0.03509   0.02421  -0.1028   0.0389   0.0734
   9.250   1.1470   0.03574   0.02492  -0.1017   0.0385   0.0746
   9.500   1.1696   0.03643   0.02568  -0.1009   0.0381   0.0769
   9.750   1.1928   0.03715   0.02645  -0.1001   0.0375   0.0794
  10.000   1.2185   0.03788   0.02722  -0.0995   0.0370   0.0822
  10.250   1.2447   0.03866   0.02805  -0.0990   0.0367   0.0853
  10.500   1.2724   0.03950   0.02892  -0.0987   0.0363   0.0908
  10.750   1.3002   0.04038   0.02987  -0.0985   0.0359   0.1051
  11.250   1.3655   0.04181   0.03240  -0.1003   0.0353   1.0000
  11.500   1.3917   0.04300   0.03360  -0.0999   0.0350   1.0000
  11.750   1.4160   0.04421   0.03483  -0.0993   0.0346   1.0000
  12.000   1.4398   0.04546   0.03608  -0.0988   0.0342   1.0000
  12.250   1.4658   0.04692   0.03753  -0.0986   0.0338   1.0000
  12.500   1.4884   0.04869   0.03939  -0.0980   0.0335   1.0000
  12.750   1.4993   0.05043   0.04139  -0.0957   0.0332   1.0000
  13.000   1.5123   0.05237   0.04355  -0.0938   0.0330   1.0000
  13.250   1.5233   0.05448   0.04589  -0.0917   0.0328   1.0000
  13.500   1.5307   0.05676   0.04840  -0.0892   0.0326   1.0000
  13.750   1.5355   0.05917   0.05105  -0.0866   0.0324   1.0000
  14.000   1.5373   0.06174   0.05387  -0.0839   0.0323   1.0000
  14.250   1.5355   0.06453   0.05691  -0.0809   0.0322   1.0000
  14.500   1.5301   0.06747   0.06011  -0.0778   0.0320   1.0000
  14.750   1.5221   0.07059   0.06349  -0.0748   0.0318   1.0000
  15.000   1.5118   0.07385   0.06699  -0.0719   0.0316   1.0000
  15.250   1.4993   0.07739   0.07077  -0.0692   0.0314   1.0000
  15.500   1.4852   0.08110   0.07471  -0.0668   0.0313   1.0000
  15.750   1.4693   0.08507   0.07891  -0.0648   0.0311   1.0000
  16.000   1.4517   0.08936   0.08342  -0.0633   0.0309   1.0000
  16.250   1.4314   0.09418   0.08847  -0.0622   0.0309   1.0000
  16.500   1.4094   0.09940   0.09393  -0.0618   0.0308   1.0000
  16.750   1.3845   0.10537   0.10014  -0.0623   0.0308   1.0000
  17.000   1.3570   0.11218   0.10719  -0.0638   0.0309   1.0000
  17.250   1.3260   0.12018   0.11543  -0.0667   0.0310   1.0000
  17.500   1.2902   0.13002   0.12552  -0.0717   0.0312   1.0000
  17.750   1.2440   0.14408   0.13986  -0.0808   0.0315   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)