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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=10% T=5% R=1.3 (cp-100-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 23.91 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-100-050-gn-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-100-050-gn-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.250  -0.2362   0.12151   0.11397  -0.0475   0.9478   0.0842
  -5.000  -0.2288   0.11965   0.11212  -0.0490   0.9441   0.0856
  -4.750  -0.2338   0.11857   0.11109  -0.0476   0.9378   0.0866
  -4.500  -0.2279   0.11731   0.10983  -0.0501   0.9324   0.0878
  -4.250  -0.2203   0.11651   0.10903  -0.0540   0.9268   0.0884
  -4.000  -0.2160   0.11352   0.10609  -0.0529   0.9219   0.0890
  -3.750  -0.2059   0.11017   0.10277  -0.0521   0.9182   0.0904
  -3.500  -0.1913   0.10747   0.10007  -0.0536   0.9147   0.0927
  -3.250  -0.1851   0.10563   0.09825  -0.0541   0.9093   0.0946
  -3.000  -0.1758   0.10401   0.09663  -0.0561   0.9034   0.0968
  -2.750  -0.1485   0.10302   0.09555  -0.0646   0.8984   0.0984
  -2.500  -0.1384   0.10010   0.09266  -0.0647   0.8941   0.0990
  -2.250  -0.1351   0.09725   0.08987  -0.0623   0.8890   0.1000
  -2.000  -0.1218   0.09466   0.08729  -0.0627   0.8849   0.1020
  -1.750  -0.0993   0.09228   0.08489  -0.0658   0.8814   0.1055
  -1.500  -0.0646   0.09230   0.08475  -0.0753   0.8750   0.1097
  -1.250  -0.0576   0.08900   0.08153  -0.0736   0.8705   0.1108
  -1.000  -0.0441   0.08608   0.07865  -0.0730   0.8669   0.1128
  -0.750  -0.0184   0.08368   0.07623  -0.0758   0.8640   0.1162
  -0.500   0.0043   0.08243   0.07493  -0.0791   0.8585   0.1205
  -0.250   0.0389   0.08109   0.07348  -0.0853   0.8533   0.1232
   0.000   0.0518   0.07813   0.07059  -0.0842   0.8498   0.1259
   0.250   0.0827   0.07618   0.06862  -0.0875   0.8469   0.1323
   0.500   0.1193   0.07532   0.06763  -0.0935   0.8419   0.1376
   0.750   0.1301   0.07308   0.06546  -0.0921   0.8368   0.1402
   1.000   0.1578   0.07140   0.06377  -0.0944   0.8330   0.1460
   1.250   0.2048   0.07018   0.06242  -0.1012   0.8301   0.1532
   1.500   0.2235   0.06821   0.06051  -0.1012   0.8262   0.1578
   1.750   0.2553   0.06811   0.06030  -0.1049   0.8201   0.1687
   2.000   0.2734   0.06597   0.05826  -0.1045   0.8161   0.1747
   2.250   0.3136   0.06495   0.05717  -0.1088   0.8131   0.1869
   2.750   0.3602   0.06307   0.05531  -0.1106   0.8030   0.2055
   3.000   0.3915   0.06236   0.05459  -0.1129   0.7987   0.2209
   3.500   0.4503   0.06008   0.05241  -0.1156   0.7920   0.2627
   3.750   0.4627   0.05999   0.05239  -0.1146   0.7847   0.2918
   4.250   0.5663   0.05905   0.05079  -0.1240   0.7773   0.1664
   4.500   0.5934   0.05769   0.04936  -0.1241   0.7665   0.1420
   4.750   0.6933   0.05134   0.04245  -0.1301   0.7404   0.1221
   5.250   0.7549   0.04667   0.03776  -0.1274   0.6970   0.1176
   5.500   0.7941   0.04361   0.03460  -0.1260   0.6702   0.1182
   5.750   0.8080   0.04280   0.03377  -0.1227   0.6384   0.1189
   6.000   0.8240   0.04197   0.03287  -0.1195   0.5931   0.1186
   6.250   0.8484   0.04080   0.02854  -0.1144   0.1465   0.1179
   6.500   0.8553   0.04249   0.02976  -0.1121   0.1147   0.1176
   6.750   0.8694   0.04356   0.03062  -0.1104   0.1053   0.1174
   7.000   0.8838   0.04461   0.03148  -0.1087   0.0994   0.1175
   7.250   0.8984   0.04564   0.03241  -0.1071   0.0946   0.1187
   7.500   0.9113   0.04685   0.03350  -0.1054   0.0908   0.1206
   7.750   0.9243   0.04805   0.03458  -0.1036   0.0880   0.1224
   8.000   0.9380   0.04912   0.03570  -0.1019   0.0856   0.1241
   8.250   0.9516   0.05024   0.03683  -0.1002   0.0840   0.1255
   8.500   0.9652   0.05137   0.03797  -0.0985   0.0824   0.1269
   8.750   0.9799   0.05245   0.03903  -0.0968   0.0812   0.1287
   9.000   0.9965   0.05342   0.03996  -0.0951   0.0799   0.1314
   9.250   1.0170   0.05417   0.04060  -0.0936   0.0787   0.1361
   9.500   1.0464   0.05438   0.04079  -0.0927   0.0777   0.1438
   9.750   1.0857   0.05416   0.04057  -0.0923   0.0765   0.1532
  10.000   1.1369   0.05366   0.04017  -0.0932   0.0743   0.1770
  10.250   1.1844   0.05267   0.04005  -0.0942   0.0721   1.0000
  10.500   1.2456   0.05330   0.04022  -0.0966   0.0704   1.0000
  10.750   1.3054   0.05472   0.04145  -0.0997   0.0695   1.0000
  11.000   1.3569   0.05676   0.04343  -0.1024   0.0689   1.0000
  11.250   1.4036   0.05932   0.04601  -0.1049   0.0683   1.0000
  11.500   1.4351   0.06188   0.04870  -0.1054   0.0676   1.0000
  11.750   1.4492   0.06398   0.05110  -0.1033   0.0670   1.0000
  12.000   1.4600   0.06620   0.05363  -0.1009   0.0663   1.0000
  12.250   1.4694   0.06859   0.05631  -0.0984   0.0658   1.0000
  12.500   1.4778   0.07119   0.05917  -0.0960   0.0657   1.0000
  12.750   1.4818   0.07389   0.06216  -0.0931   0.0656   1.0000
  13.000   1.4823   0.07669   0.06523  -0.0901   0.0657   1.0000
  13.250   1.4793   0.07959   0.06843  -0.0868   0.0658   1.0000
  13.500   1.4733   0.08261   0.07173  -0.0835   0.0659   1.0000
  13.750   1.4645   0.08579   0.07518  -0.0803   0.0661   1.0000
  14.000   1.4538   0.08914   0.07880  -0.0772   0.0663   1.0000
  14.250   1.4409   0.09269   0.08262  -0.0744   0.0665   1.0000
  14.500   1.4261   0.09648   0.08665  -0.0719   0.0667   1.0000
  14.750   1.4093   0.10049   0.09091  -0.0698   0.0668   1.0000
  15.000   1.3910   0.10477   0.09544  -0.0681   0.0670   1.0000
  15.250   1.3713   0.10938   0.10027  -0.0671   0.0672   1.0000
  15.500   1.3523   0.11422   0.10533  -0.0667   0.0674   1.0000
  15.750   1.3330   0.11937   0.11067  -0.0669   0.0676   1.0000
  16.000   1.3141   0.12482   0.11630  -0.0679   0.0677   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)