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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 29.55 at α=5.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-120-050-gn-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.000  -0.0112   0.11546   0.10951  -0.1044   0.8874   0.0462
  -6.750  -0.0178   0.11527   0.10934  -0.1024   0.8815   0.0463
  -6.500  -0.0206   0.11398   0.10809  -0.1003   0.8759   0.0465
  -6.250  -0.0094   0.11091   0.10503  -0.1007   0.8733   0.0468
  -6.000   0.0027   0.10839   0.10249  -0.1019   0.8711   0.0474
  -5.750  -0.0026   0.10752   0.10166  -0.0991   0.8655   0.0477
  -5.500  -0.0096   0.10679   0.10097  -0.0960   0.8592   0.0481
  -5.250  -0.0030   0.10493   0.09912  -0.0962   0.8560   0.0486
  -5.000   0.0084   0.10270   0.09688  -0.0976   0.8537   0.0492
  -4.750  -0.0106   0.10296   0.09721  -0.0919   0.8445   0.0494
  -4.500  -0.0028   0.10109   0.09533  -0.0926   0.8407   0.0500
  -4.250   0.0132   0.09893   0.09315  -0.0958   0.8380   0.0508
  -4.000   0.0033   0.09889   0.09315  -0.0930   0.8295   0.0510
  -3.750   0.0135   0.09728   0.09155  -0.0949   0.8249   0.0512
  -3.500   0.0255   0.09403   0.08830  -0.0946   0.8228   0.0516
  -3.250   0.0436   0.09121   0.08546  -0.0965   0.8210   0.0522
  -3.000   0.0326   0.09090   0.08521  -0.0926   0.8123   0.0525
  -2.750   0.0456   0.08887   0.08317  -0.0937   0.8085   0.0532
  -2.500   0.0664   0.08643   0.08070  -0.0966   0.8061   0.0542
  -2.250   0.0935   0.08385   0.07808  -0.1009   0.8043   0.0554
  -2.000   0.0937   0.08363   0.07788  -0.1002   0.7955   0.0561
  -1.750   0.1247   0.08170   0.07589  -0.1063   0.7920   0.0567
  -1.500   0.1389   0.07877   0.07297  -0.1060   0.7898   0.0574
  -1.250   0.1646   0.07618   0.07036  -0.1087   0.7881   0.0583
  -1.000   0.1759   0.07497   0.06916  -0.1091   0.7824   0.0591
  -0.750   0.1933   0.07359   0.06777  -0.1107   0.7770   0.0604
  -0.500   0.2357   0.07170   0.06579  -0.1178   0.7746   0.0622
  -0.250   0.2765   0.06930   0.06331  -0.1241   0.7729   0.0632
   0.000   0.3003   0.06675   0.06078  -0.1254   0.7713   0.0646
   0.250   0.3379   0.06453   0.05851  -0.1300   0.7701   0.0667
   0.750   0.4105   0.06367   0.05746  -0.1408   0.7588   0.0701
   1.000   0.4291   0.06105   0.05489  -0.1407   0.7567   0.0709
   1.250   0.4594   0.05908   0.05293  -0.1429   0.7551   0.0733
   1.500   0.5351   0.05855   0.05214  -0.1549   0.7541   0.0785
   1.750   0.5571   0.05570   0.04937  -0.1552   0.7530   0.0795
   2.250   0.5858   0.05492   0.04865  -0.1542   0.7405   0.0827
   2.500   0.6492   0.05456   0.04805  -0.1625   0.7390   0.0887
   2.750   0.6715   0.05223   0.04584  -0.1626   0.7375   0.0907
   3.000   0.7075   0.05096   0.04457  -0.1651   0.7364   0.0958
   4.000   0.8483   0.04497   0.03837  -0.1715   0.7064   0.1152
   5.250   1.0267   0.03475   0.02722  -0.1729   0.5979   0.0876
   5.500   1.0283   0.03519   0.02575  -0.1672   0.3395   0.0872
   5.750   1.0015   0.03908   0.02849  -0.1603   0.1057   0.0870
   6.000   1.0118   0.04005   0.02917  -0.1582   0.0683   0.0855
   6.250   1.0304   0.04042   0.02940  -0.1570   0.0615   0.0829
   6.500   1.0513   0.04069   0.02949  -0.1560   0.0584   0.0802
   6.750   1.0700   0.04121   0.02976  -0.1546   0.0561   0.0784
   7.000   1.0849   0.04188   0.03046  -0.1530   0.0545   0.0791
   7.250   1.0995   0.04265   0.03130  -0.1513   0.0532   0.0806
   7.500   1.1139   0.04352   0.03219  -0.1497   0.0520   0.0820
   7.750   1.1289   0.04447   0.03312  -0.1481   0.0511   0.0821
   8.000   1.1433   0.04556   0.03418  -0.1466   0.0503   0.0819
   8.250   1.1563   0.04681   0.03540  -0.1450   0.0495   0.0821
   8.500   1.1683   0.04816   0.03672  -0.1433   0.0488   0.0825
   8.750   1.1792   0.04959   0.03814  -0.1414   0.0483   0.0830
   9.000   1.1898   0.05105   0.03957  -0.1395   0.0478   0.0837
   9.250   1.2004   0.05252   0.04099  -0.1376   0.0472   0.0847
   9.500   1.2132   0.05381   0.04219  -0.1358   0.0465   0.0871
   9.750   1.2293   0.05481   0.04320  -0.1343   0.0457   0.0900
  10.000   1.2468   0.05574   0.04414  -0.1329   0.0447   0.0927
  10.250   1.2666   0.05655   0.04492  -0.1317   0.0440   0.0954
  10.500   1.2893   0.05723   0.04554  -0.1306   0.0435   0.0991
  10.750   1.3152   0.05780   0.04610  -0.1298   0.0431   0.1061
  11.000   1.3437   0.05833   0.04665  -0.1293   0.0426   0.1229
  11.500   1.4047   0.05876   0.04777  -0.1286   0.0418   1.0000
  11.750   1.4393   0.05952   0.04846  -0.1287   0.0414   1.0000
  12.000   1.4740   0.06047   0.04932  -0.1290   0.0407   1.0000
  12.500   1.5419   0.06331   0.05218  -0.1298   0.0391   1.0000
  12.750   1.5660   0.06504   0.05409  -0.1291   0.0389   1.0000
  13.000   1.5888   0.06700   0.05625  -0.1283   0.0387   1.0000
  13.250   1.6086   0.06917   0.05864  -0.1273   0.0386   1.0000
  13.500   1.6247   0.07155   0.06125  -0.1259   0.0385   1.0000
  13.750   1.6374   0.07410   0.06404  -0.1242   0.0384   1.0000
  14.000   1.6468   0.07682   0.06701  -0.1224   0.0384   1.0000
  14.250   1.6506   0.07969   0.07017  -0.1200   0.0384   1.0000
  14.500   1.6490   0.08269   0.07346  -0.1173   0.0382   1.0000
  14.750   1.6434   0.08583   0.07690  -0.1145   0.0381   1.0000
  15.000   1.6354   0.08914   0.08050  -0.1117   0.0379   1.0000
  15.250   1.6250   0.09261   0.08426  -0.1091   0.0377   1.0000
  15.500   1.6130   0.09626   0.08820  -0.1067   0.0375   1.0000
  15.750   1.5998   0.10011   0.09233  -0.1046   0.0373   1.0000
  16.000   1.5851   0.10416   0.09664  -0.1028   0.0373   1.0000
  16.250   1.5694   0.10844   0.10118  -0.1015   0.0373   1.0000
  16.500   1.5526   0.11296   0.10596  -0.1006   0.0374   1.0000
  16.750   1.5349   0.11775   0.11100  -0.1002   0.0376   1.0000
  17.000   1.5162   0.12284   0.11633  -0.1004   0.0377   1.0000
  17.250   1.4970   0.12827   0.12197  -0.1012   0.0378   1.0000
  17.500   1.4773   0.13407   0.12799  -0.1026   0.0380   1.0000
  17.750   1.4575   0.14025   0.13438  -0.1048   0.0382   1.0000
<< 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)