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=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.98 at α=7.25°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-100-050-gn-50000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-50000-n1.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 =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.1325   0.12393   0.11479  -0.0841   0.8744   0.0269
  -8.500  -0.1274   0.12186   0.11275  -0.0842   0.8701   0.0274
  -8.250  -0.1210   0.11963   0.11052  -0.0848   0.8664   0.0280
  -8.000  -0.1132   0.11731   0.10821  -0.0856   0.8632   0.0285
  -7.750  -0.1105   0.11564   0.10657  -0.0850   0.8579   0.0289
  -7.500  -0.1065   0.11375   0.10471  -0.0847   0.8532   0.0290
  -7.250  -0.1006   0.11167   0.10263  -0.0849   0.8491   0.0291
  -6.750  -0.0931   0.10799   0.09899  -0.0843   0.8396   0.0293
  -6.500  -0.0900   0.10625   0.09729  -0.0838   0.8346   0.0296
  -6.250  -0.0849   0.10435   0.09540  -0.0838   0.8305   0.0301
  -6.000  -0.0828   0.10267   0.09375  -0.0832   0.8255   0.0307
  -5.750  -0.0842   0.10127   0.09239  -0.0817   0.8191   0.0312
  -5.500  -0.0827   0.09959   0.09075  -0.0810   0.8142   0.0316
  -5.250  -0.0807   0.09797   0.08915  -0.0803   0.8095   0.0318
  -5.000  -0.0855   0.09687   0.08811  -0.0780   0.8024   0.0319
  -4.750  -0.0837   0.09519   0.08647  -0.0772   0.7971   0.0319
  -4.500  -0.0779   0.09318   0.08447  -0.0774   0.7928   0.0321
  -4.250  -0.0794   0.09184   0.08318  -0.0759   0.7856   0.0321
  -4.000  -0.0748   0.09001   0.08138  -0.0757   0.7802   0.0324
  -3.500  -0.0639   0.08642   0.07783  -0.0757   0.7694   0.0335
  -3.250  -0.0570   0.08454   0.07596  -0.0760   0.7638   0.0341
  -3.000  -0.0457   0.08234   0.07375  -0.0772   0.7596   0.0346
  -2.750  -0.0365   0.08041   0.07182  -0.0779   0.7543   0.0348
  -2.500  -0.0270   0.07856   0.06999  -0.0784   0.7485   0.0349
  -2.250  -0.0127   0.07646   0.06789  -0.0798   0.7440   0.0350
  -1.750   0.0178   0.07254   0.06394  -0.0825   0.7346   0.0356
  -1.500   0.0349   0.07065   0.06204  -0.0841   0.7296   0.0363
  -1.250   0.0567   0.06850   0.05985  -0.0866   0.7257   0.0372
  -0.750   0.1013   0.06445   0.05572  -0.0914   0.7170   0.0380
  -0.500   0.1248   0.06256   0.05379  -0.0937   0.7123   0.0381
  -0.250   0.1520   0.06053   0.05171  -0.0965   0.7086   0.0383
   0.250   0.2067   0.05713   0.04823  -0.1015   0.7010   0.0400
   0.500   0.2342   0.05558   0.04662  -0.1040   0.6962   0.0408
   0.750   0.2644   0.05391   0.04488  -0.1067   0.6923   0.0412
   1.000   0.2964   0.05224   0.04313  -0.1095   0.6891   0.0414
   1.250   0.3299   0.05058   0.04139  -0.1123   0.6864   0.0416
   1.500   0.3565   0.04958   0.04034  -0.1140   0.6809   0.0424
   1.750   0.3853   0.04852   0.03924  -0.1157   0.6765   0.0434
   2.000   0.4171   0.04729   0.03793  -0.1178   0.6729   0.0443
   2.250   0.4497   0.04602   0.03658  -0.1197   0.6699   0.0445
   2.500   0.4780   0.04513   0.03561  -0.1209   0.6653   0.0447
   2.750   0.5052   0.04435   0.03477  -0.1219   0.6602   0.0450
   3.000   0.5358   0.04343   0.03376  -0.1231   0.6562   0.0461
   3.250   0.5647   0.04270   0.03298  -0.1239   0.6526   0.0471
   3.500   0.5921   0.04208   0.03230  -0.1243   0.6482   0.0478
   3.750   0.6165   0.04171   0.03188  -0.1244   0.6427   0.0480
   4.000   0.6442   0.04105   0.03115  -0.1246   0.6358   0.0482
   4.250   0.6691   0.04032   0.03030  -0.1239   0.6152   0.0486
   4.500   0.7025   0.03868   0.02826  -0.1235   0.5570   0.0500
   5.000   0.7263   0.04075   0.02676  -0.1175   0.0509   0.0514
   5.250   0.7476   0.04092   0.02679  -0.1168   0.0473   0.0517
   5.500   0.7689   0.04122   0.02691  -0.1161   0.0448   0.0519
   5.750   0.7905   0.04153   0.02707  -0.1153   0.0426   0.0522
   6.000   0.8110   0.04194   0.02733  -0.1143   0.0411   0.0524
   6.250   0.8307   0.04244   0.02766  -0.1133   0.0395   0.0533
   6.500   0.8502   0.04296   0.02801  -0.1122   0.0382   0.0547
   6.750   0.8679   0.04362   0.02866  -0.1109   0.0370   0.0556
   7.000   0.8850   0.04434   0.02935  -0.1095   0.0363   0.0563
   7.250   0.9015   0.04511   0.03011  -0.1081   0.0359   0.0566
   7.500   0.9173   0.04595   0.03094  -0.1066   0.0355   0.0569
   7.750   0.9326   0.04686   0.03186  -0.1051   0.0350   0.0573
   8.000   0.9471   0.04785   0.03286  -0.1036   0.0344   0.0578
   8.250   0.9612   0.04890   0.03391  -0.1021   0.0338   0.0590
   8.500   0.9751   0.05000   0.03505  -0.1005   0.0331   0.0604
   8.750   0.9887   0.05116   0.03629  -0.0990   0.0325   0.0617
   9.000   1.0021   0.05235   0.03755  -0.0975   0.0317   0.0629
   9.250   1.0153   0.05358   0.03885  -0.0960   0.0310   0.0638
   9.500   1.0284   0.05486   0.04020  -0.0946   0.0306   0.0651
   9.750   1.0414   0.05617   0.04160  -0.0931   0.0304   0.0671
  10.000   1.0547   0.05748   0.04300  -0.0917   0.0302   0.0693
  10.250   1.0684   0.05876   0.04436  -0.0902   0.0300   0.0717
  10.500   1.0828   0.06002   0.04572  -0.0888   0.0298   0.0749
  10.750   1.0982   0.06121   0.04701  -0.0875   0.0297   0.0794
  11.000   1.1147   0.06232   0.04824  -0.0862   0.0295   0.0860
  11.250   1.1329   0.06333   0.04941  -0.0850   0.0293   0.1048
  11.500   1.1463   0.06333   0.05044  -0.0834   0.0292   1.0000
  11.750   1.1667   0.06424   0.05133  -0.0821   0.0290   1.0000
  12.000   1.1913   0.06493   0.05205  -0.0809   0.0286   1.0000
  12.250   1.2176   0.06565   0.05287  -0.0798   0.0279   1.0000
  12.500   1.2427   0.06660   0.05391  -0.0788   0.0272   1.0000
  12.750   1.2652   0.06781   0.05524  -0.0778   0.0265   1.0000
  13.000   1.2858   0.06925   0.05681  -0.0768   0.0262   1.0000
  13.250   1.3043   0.07094   0.05866  -0.0758   0.0260   1.0000
  13.500   1.3199   0.07289   0.06077  -0.0747   0.0258   1.0000
  13.750   1.3323   0.07507   0.06315  -0.0735   0.0257   1.0000
  14.000   1.3416   0.07751   0.06580  -0.0722   0.0255   1.0000
  14.250   1.3478   0.08020   0.06872  -0.0710   0.0254   1.0000
  14.500   1.3508   0.08313   0.07188  -0.0698   0.0253   1.0000
  14.750   1.3508   0.08628   0.07526  -0.0686   0.0252   1.0000
  15.000   1.3480   0.08965   0.07887  -0.0677   0.0250   1.0000
  15.250   1.3427   0.09328   0.08273  -0.0669   0.0248   1.0000
  15.500   1.3339   0.09756   0.08727  -0.0665   0.0246   1.0000
  15.750   1.3207   0.10263   0.09268  -0.0667   0.0243   1.0000
  16.000   1.3039   0.10837   0.09874  -0.0676   0.0241   1.0000
  16.250   1.2845   0.11477   0.10545  -0.0693   0.0239   1.0000
  16.500   1.2621   0.12219   0.11317  -0.0723   0.0237   1.0000
  16.750   1.2363   0.13101   0.12227  -0.0770   0.0236   1.0000
  17.000   1.2079   0.14175   0.13327  -0.0837   0.0234   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)