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=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 32.38 at α=6°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-120-050-gn-100000.txt
Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -4.750  -0.3441   0.13588   0.13127  -0.0212   0.9742   0.0527
  -4.500  -0.3483   0.13443   0.12985  -0.0198   0.9716   0.0530
  -4.250  -0.3451   0.13244   0.12788  -0.0201   0.9664   0.0536
  -4.000  -0.3331   0.13053   0.12595  -0.0228   0.9624   0.0545
  -3.750  -0.3275   0.12907   0.12450  -0.0240   0.9599   0.0554
  -3.500  -0.3241   0.12738   0.12281  -0.0252   0.9536   0.0561
  -3.000  -0.2854   0.12409   0.11947  -0.0355   0.9468   0.0568
  -2.750  -0.2916   0.12111   0.11653  -0.0322   0.9422   0.0570
  -2.500  -0.2802   0.11820   0.11362  -0.0331   0.9370   0.0576
  -2.250  -0.2592   0.11589   0.11129  -0.0365   0.9336   0.0585
  -2.000  -0.2450   0.11416   0.10955  -0.0388   0.9318   0.0595
  -1.750  -0.2426   0.11186   0.10726  -0.0384   0.9258   0.0603
  -1.500  -0.2093   0.11004   0.10538  -0.0457   0.9206   0.0622
  -1.250  -0.1582   0.10875   0.10399  -0.0579   0.9175   0.0630
  -1.000  -0.1590   0.10612   0.10139  -0.0555   0.9157   0.0633
  -0.750  -0.1550   0.10335   0.09865  -0.0542   0.9092   0.0639
  -0.500  -0.1297   0.10105   0.09632  -0.0577   0.9047   0.0651
  -0.250  -0.0908   0.09945   0.09467  -0.0643   0.9019   0.0670
   0.000  -0.0644   0.09852   0.09369  -0.0694   0.8996   0.0693
   0.250  -0.0276   0.09690   0.09199  -0.0767   0.8926   0.0703
   0.500  -0.0101   0.09403   0.08914  -0.0773   0.8885   0.0711
   0.750   0.0263   0.09251   0.08759  -0.0822   0.8859   0.0730
   1.000   0.0391   0.09126   0.08634  -0.0832   0.8834   0.0744
   1.250   0.0700   0.09002   0.08505  -0.0878   0.8761   0.0771
   1.500   0.1259   0.08894   0.08386  -0.0975   0.8719   0.0793
   1.750   0.1593   0.08749   0.08241  -0.1010   0.8695   0.0817
   2.000   0.1622   0.08640   0.08135  -0.0997   0.8656   0.0831
   2.250   0.2002   0.08578   0.08066  -0.1050   0.8587   0.0868
   2.500   0.2594   0.08529   0.08006  -0.1143   0.8548   0.0895
   2.750   0.2955   0.08451   0.07928  -0.1179   0.8527   0.0923
   3.000   0.2892   0.08344   0.07827  -0.1149   0.8457   0.0937
   3.250   0.3531   0.08451   0.07915  -0.1246   0.8401   0.1006
   3.500   0.3868   0.08297   0.07767  -0.1273   0.8371   0.1034
   3.750   0.3944   0.08291   0.07765  -0.1265   0.8340   0.1057
   4.000   0.4428   0.08451   0.07903  -0.1327   0.8247   0.1133
   4.250   0.4757   0.08256   0.07719  -0.1352   0.8211   0.1161
   4.500   0.5018   0.08315   0.07779  -0.1370   0.8190   0.1223
   4.750   0.5197   0.08352   0.07808  -0.1378   0.8086   0.1282
   5.000   0.6247   0.07785   0.07228  -0.1467   0.7662   0.1447
   5.250   0.5914   0.08427   0.07883  -0.1438   0.8022   0.1439
   6.000   1.0630   0.03283   0.02570  -0.1647   0.4567   0.4178
   6.250   1.0311   0.03653   0.02823  -0.1566   0.2683   0.4194
   6.500   1.0167   0.03943   0.03029  -0.1515   0.1154   0.4393
   6.750   1.0280   0.04009   0.03085  -0.1494   0.1015   0.4825
   7.000   1.0435   0.04068   0.03145  -0.1478   0.0961   0.5148
   7.250   1.0582   0.04132   0.03212  -0.1462   0.0923   0.5338
   7.500   1.0718   0.04244   0.03325  -0.1447   0.0896   0.5384
   7.750   1.0879   0.04395   0.03475  -0.1434   0.0881   0.5165
   8.000   1.1271   0.04656   0.03661  -0.1444   0.0869   0.2053
   8.250   1.1431   0.04765   0.03751  -0.1426   0.0858   0.1735
   8.500   1.1564   0.04866   0.03855  -0.1409   0.0846   0.1654
   8.750   1.1719   0.04986   0.03960  -0.1393   0.0832   0.1551
   9.000   1.1890   0.05090   0.04053  -0.1379   0.0814   0.1509
   9.250   1.2100   0.05172   0.04114  -0.1367   0.0798   0.1472
   9.500   1.2382   0.05212   0.04130  -0.1358   0.0789   0.1459
   9.750   1.2757   0.05210   0.04109  -0.1358   0.0784   0.1516
  10.000   1.3223   0.05193   0.04070  -0.1365   0.0782   0.1573
  10.250   1.3749   0.05185   0.04055  -0.1382   0.0786   0.1689
  10.500   1.4384   0.05208   0.04082  -0.1414   0.0792   0.2191
  10.750   1.4955   0.05242   0.04156  -0.1442   0.0789   1.0000
  11.000   1.5458   0.05401   0.04328  -0.1462   0.0802   1.0000
  11.500   1.8081   0.06870   0.05889  -0.1737   0.1180   1.0000
  14.500   1.1936   0.17344   0.16882  -0.1510   0.2946   0.1728
<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)