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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 27.46 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-100-050-gn-50000.txt
Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -4.750  -0.3927   0.13010   0.12327  -0.0089   1.0000   0.1060
  -4.500  -0.4000   0.12924   0.12246  -0.0078   1.0000   0.1075
  -4.250  -0.4054   0.12887   0.12214  -0.0083   1.0000   0.1088
  -4.000  -0.4088   0.12977   0.12306  -0.0116   1.0000   0.1096
  -3.750  -0.4063   0.12693   0.12027  -0.0116   1.0000   0.1102
  -3.500  -0.4034   0.12228   0.11567  -0.0082   1.0000   0.1113
  -3.250  -0.4005   0.11935   0.11277  -0.0068   1.0000   0.1128
  -3.000  -0.3973   0.11699   0.11045  -0.0064   1.0000   0.1146
  -2.750  -0.3931   0.11488   0.10837  -0.0066   1.0000   0.1166
  -2.500  -0.3866   0.11305   0.10655  -0.0081   1.0000   0.1192
  -2.250  -0.3570   0.11526   0.10863  -0.0213   1.0000   0.1226
  -2.000  -0.3607   0.10998   0.10345  -0.0162   1.0000   0.1234
  -1.750  -0.3591   0.10631   0.09984  -0.0133   1.0000   0.1251
  -1.500  -0.3519   0.10370   0.09726  -0.0129   1.0000   0.1275
  -1.250  -0.3401   0.10150   0.09506  -0.0143   1.0000   0.1308
  -1.000  -0.2886   0.10341   0.09675  -0.0299   1.0000   0.1366
  -0.750  -0.2916   0.09852   0.09197  -0.0256   1.0000   0.1375
  -0.500  -0.2877   0.09510   0.08861  -0.0234   1.0000   0.1392
  -0.250  -0.2773   0.09256   0.08610  -0.0232   1.0000   0.1426
   0.000  -0.2516   0.09128   0.08476  -0.0277   1.0000   0.1493
   0.250  -0.2235   0.08954   0.08298  -0.0331   1.0000   0.1532
   0.500  -0.2163   0.08659   0.08009  -0.0316   1.0000   0.1563
   0.750  -0.1972   0.08478   0.07828  -0.0334   1.0000   0.1620
   1.000  -0.1576   0.08420   0.07757  -0.0412   1.0000   0.1689
   1.250  -0.1496   0.08127   0.07472  -0.0397   1.0000   0.1722
   1.500  -0.1276   0.07988   0.07332  -0.0419   1.0000   0.1799
   1.750  -0.0991   0.07853   0.07194  -0.0460   1.0000   0.1871
   2.000  -0.0828   0.07681   0.07025  -0.0465   1.0000   0.1952
   2.250  -0.0541   0.07578   0.06918  -0.0503   1.0000   0.2044
   2.500  -0.0178   0.07647   0.06975  -0.0557   1.0000   0.2188
   2.750  -0.0105   0.07326   0.06668  -0.0539   1.0000   0.2234
   3.000   0.0187   0.07299   0.06637  -0.0574   1.0000   0.2377
   3.250   0.0456   0.07296   0.06629  -0.0602   1.0000   0.2539
   3.500   0.0560   0.07050   0.06397  -0.0590   1.0000   0.2637
   3.750   0.0855   0.07095   0.06436  -0.0624   1.0000   0.2896
   4.000   0.1019   0.06944   0.06294  -0.0626   1.0000   0.3092
   4.250   0.1185   0.06830   0.06188  -0.0626   1.0000   0.3326
   4.500   0.1374   0.06755   0.06120  -0.0632   1.0000   0.3671
   4.750   0.1533   0.06654   0.06028  -0.0629   1.0000   0.4189
   5.000   0.1694   0.06544   0.05929  -0.0623   0.9993   0.4877
   5.250   0.1909   0.06438   0.05833  -0.0625   0.9970   0.5429
   5.500   0.2157   0.06384   0.05787  -0.0631   0.9945   0.5920
   5.750   0.2392   0.06349   0.05759  -0.0638   0.9919   0.6301
   6.000   0.2701   0.06391   0.05804  -0.0662   0.9877   0.6620
   6.250   0.3106   0.06542   0.05950  -0.0705   0.9840   0.6843
   6.500   0.3620   0.06752   0.06153  -0.0772   0.9712   0.6957
   6.750   0.8831   0.04361   0.03617  -0.1172   0.6064   0.2641
   7.000   0.9103   0.04141   0.03089  -0.1106   0.2037   0.2488
   7.250   0.9144   0.04344   0.03247  -0.1079   0.1792   0.2434
   7.500   0.9248   0.04506   0.03381  -0.1057   0.1684   0.2376
   8.000   0.9501   0.04779   0.03623  -0.1017   0.1569   0.2360
   8.250   0.9657   0.04888   0.03721  -0.0998   0.1529   0.2360
   8.500   0.9853   0.04977   0.03789  -0.0980   0.1493   0.2357
   8.750   1.0175   0.04988   0.03783  -0.0970   0.1466   0.2369
   9.000   1.0679   0.04915   0.03703  -0.0973   0.1435   0.2443
   9.250   1.1664   0.04757   0.03523  -0.1028   0.1376   0.2763
   9.500   1.2969   0.04741   0.03524  -0.1142   0.1350   1.0000
   9.750   1.3776   0.05016   0.03778  -0.1211   0.1359   1.0000
  10.000   1.4204   0.05263   0.04045  -0.1226   0.1373   1.0000
  10.250   1.4543   0.05522   0.04325  -0.1229   0.1379   1.0000
  10.500   1.4816   0.05791   0.04621  -0.1223   0.1387   1.0000
  10.750   1.5031   0.06076   0.04936  -0.1209   0.1404   1.0000
  11.000   1.5244   0.06409   0.05297  -0.1196   0.1434   1.0000
  11.250   1.5536   0.06856   0.05755  -0.1198   0.1467   1.0000
  11.500   1.5531   0.07030   0.05982  -0.1150   0.1505   1.0000
  11.750   1.5377   0.07298   0.06317  -0.1086   0.1560   1.0000
  12.000   1.5438   0.07739   0.06786  -0.1060   0.1614   1.0000
  12.250   1.5442   0.08078   0.07161  -0.1025   0.1670   1.0000
  12.500   1.4979   0.08313   0.07450  -0.0936   0.1712   1.0000
  12.750   1.4667   0.08714   0.07885  -0.0880   0.1756   1.0000
  13.000   1.4711   0.09234   0.08425  -0.0866   0.1838   1.0000
  13.250   1.4051   0.09645   0.08877  -0.0802   0.1857   1.0000
  13.500   1.3365   0.10311   0.09577  -0.0772   0.1875   1.0000
  13.750   1.2578   0.11342   0.10639  -0.0787   0.1901   1.0000
  14.000   1.1093   0.14588   0.13927  -0.1014   0.2293   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)