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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 42.38 at α=3.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-120-050-gn-200000.txt
Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.750  -0.0326   0.11464   0.11057  -0.0978   0.8920   0.0409
  -6.500  -0.0211   0.11238   0.10830  -0.0995   0.8893   0.0415
  -6.250  -0.0070   0.11022   0.10612  -0.1023   0.8874   0.0419
  -6.000   0.0052   0.10895   0.10483  -0.1058   0.8856   0.0421
  -5.750   0.0220   0.09822   0.09443  -0.0932   0.8564   0.0423
  -5.500   0.0369   0.09462   0.09082  -0.0945   0.8550   0.0427
  -5.250   0.0152   0.09552   0.09178  -0.0882   0.8460   0.0427
  -5.000   0.0158   0.09384   0.09011  -0.0869   0.8418   0.0430
  -4.750   0.0241   0.09136   0.08763  -0.0873   0.8395   0.0436
  -4.500   0.0346   0.08867   0.08492  -0.0884   0.8378   0.0443
  -4.250   0.0024   0.09052   0.08685  -0.0802   0.8266   0.0442
  -4.000   0.0116   0.08810   0.08443  -0.0812   0.8238   0.0448
  -3.750   0.0272   0.08517   0.08148  -0.0838   0.8220   0.0455
  -3.500   0.0075   0.08592   0.08228  -0.0786   0.8125   0.0457
  -3.250   0.0169   0.08444   0.08078  -0.0810   0.8082   0.0462
  -3.000   0.0440   0.08241   0.07870  -0.0889   0.8059   0.0464
  -2.750   0.0573   0.07798   0.07427  -0.0879   0.8048   0.0466
  -2.500   0.0371   0.07874   0.07508  -0.0824   0.7945   0.0467
  -2.250   0.0488   0.07611   0.07245  -0.0825   0.7916   0.0472
  -2.000   0.0693   0.07329   0.06962  -0.0850   0.7897   0.0479
  -1.750   0.0957   0.07027   0.06657  -0.0889   0.7884   0.0488
  -1.500   0.0869   0.07060   0.06693  -0.0861   0.7793   0.0491
  -1.250   0.1081   0.06856   0.06487  -0.0893   0.7758   0.0501
  -1.000   0.1723   0.06695   0.06310  -0.1045   0.7742   0.0512
  -0.750   0.1829   0.06302   0.05920  -0.1026   0.7727   0.0515
  -0.500   0.2073   0.05992   0.05609  -0.1045   0.7716   0.0523
  -0.250   0.2053   0.06027   0.05647  -0.1025   0.7629   0.0527
   0.000   0.2311   0.05850   0.05468  -0.1056   0.7595   0.0538
   0.250   0.2711   0.05632   0.05244  -0.1116   0.7578   0.0555
   0.500   0.3363   0.05429   0.05027  -0.1236   0.7570   0.0568
   0.750   0.3592   0.05119   0.04719  -0.1244   0.7557   0.0576
   1.000   0.3957   0.04881   0.04479  -0.1282   0.7548   0.0592
   1.250   0.5322   0.05774   0.05314  -0.1592   0.7719   0.0628
   1.500   0.5559   0.05488   0.05035  -0.1597   0.7710   0.0633
   1.750   0.5766   0.05371   0.04921  -0.1601   0.7679   0.0642
   2.000   0.6286   0.05139   0.04685  -0.1658   0.7690   0.0672
   2.500   0.6935   0.04911   0.04446  -0.1704   0.7559   0.0712
   2.750   0.8333   0.03965   0.03472  -0.1874   0.7571   0.0791
   3.000   0.9204   0.03304   0.02808  -0.1965   0.7571   0.0854
   3.250   0.9902   0.02875   0.02362  -0.2030   0.7445   0.0910
   3.500   1.0346   0.02618   0.02086  -0.2049   0.7153   0.0973
   3.750   1.0604   0.02502   0.01932  -0.2037   0.6642   0.1018
   4.000   1.0582   0.02527   0.01891  -0.1976   0.5605   0.1035
   4.250   1.0318   0.02721   0.02017  -0.1880   0.4509   0.1038
   4.500   1.0024   0.02980   0.02207  -0.1788   0.3232   0.1040
   4.750   0.9762   0.03271   0.02424  -0.1708   0.1542   0.1045
   5.000   0.9747   0.03421   0.02539  -0.1667   0.0738   0.1075
   5.250   0.9952   0.03448   0.02554  -0.1658   0.0680   0.1153
   5.500   1.0085   0.03479   0.02590  -0.1640   0.0646   0.1189
   5.750   1.0295   0.03520   0.02622  -0.1630   0.0628   0.1289
   6.000   1.0431   0.03544   0.02656  -0.1612   0.0615   0.1324
   6.250   1.0597   0.03611   0.02717  -0.1597   0.0603   0.1443
   6.500   1.0715   0.03663   0.02777  -0.1577   0.0594   0.1489
   6.750   1.0839   0.03752   0.02863  -0.1557   0.0581   0.1612
   7.000   1.0936   0.03871   0.02978  -0.1535   0.0570   0.1757
   7.250   1.0993   0.03984   0.03098  -0.1509   0.0559   0.1815
   7.500   1.1072   0.04112   0.03227  -0.1485   0.0553   0.1976
   7.750   1.1180   0.04222   0.03336  -0.1465   0.0550   0.2157
   8.000   1.1313   0.04314   0.03427  -0.1447   0.0548   0.2439
   8.500   1.1770   0.04426   0.03487  -0.1422   0.0543   0.1467
   8.750   1.1912   0.04525   0.03604  -0.1408   0.0542   0.2106
   9.000   1.2089   0.04569   0.03669  -0.1396   0.0541   0.3130
   9.250   1.2498   0.04555   0.03559  -0.1389   0.0540   0.1020
   9.500   1.2799   0.04591   0.03587  -0.1384   0.0540   0.1005
   9.750   1.3125   0.04622   0.03615  -0.1385   0.0537   0.1007
  10.000   1.3507   0.04657   0.03651  -0.1393   0.0533   0.1025
  10.250   1.4119   0.04674   0.03664  -0.1426   0.0539   0.1094
  10.500   1.5087   0.04728   0.03701  -0.1508   0.0557   0.1380
  13.000   1.6772   0.07341   0.06727  -0.1299   0.0861   1.0000
  13.250   1.6492   0.07570   0.06982  -0.1232   0.0846   1.0000
  13.500   1.6269   0.07868   0.07302  -0.1178   0.0830   1.0000
  13.750   1.6094   0.08201   0.07654  -0.1136   0.0815   1.0000
  14.000   1.6075   0.08540   0.08000  -0.1113   0.0797   1.0000
  14.250   1.7227   0.09008   0.08416  -0.1227   0.0740   1.0000
  14.500   1.6922   0.09228   0.08664  -0.1168   0.0730   1.0000
  14.750   1.6666   0.09533   0.08992  -0.1123   0.0719   1.0000
  15.000   1.6435   0.09886   0.09366  -0.1088   0.0710   1.0000
  15.250   1.6216   0.10272   0.09772  -0.1059   0.0702   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)