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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 39.08 at α=3.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-120-050-gn-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000   0.0875   0.10980   0.10516  -0.1407   0.9116   0.0348
  -8.750   0.0936   0.10799   0.10334  -0.1413   0.9080   0.0349
  -8.500   0.1069   0.10514   0.10049  -0.1426   0.9063   0.0351
  -8.250   0.1219   0.10254   0.09788  -0.1447   0.9048   0.0354
  -8.000   0.1385   0.09995   0.09528  -0.1472   0.9036   0.0360
  -7.750   0.1559   0.09731   0.09261  -0.1502   0.9025   0.0367
  -7.500   0.1435   0.09713   0.09249  -0.1448   0.8943   0.0369
  -7.250   0.1529   0.09511   0.09046  -0.1456   0.8911   0.0374
  -7.000   0.1671   0.09277   0.08811  -0.1478   0.8891   0.0379
  -6.750   0.1829   0.09034   0.08566  -0.1506   0.8874   0.0381
  -6.500   0.2004   0.08799   0.08328  -0.1541   0.8860   0.0383
  -6.250   0.1732   0.08890   0.08426  -0.1450   0.8751   0.0383
  -6.000   0.1849   0.08660   0.08196  -0.1463   0.8727   0.0385
  -5.750   0.2016   0.08389   0.07925  -0.1479   0.8712   0.0388
  -5.500   0.1838   0.08400   0.07941  -0.1412   0.8630   0.0389
  -5.250   0.1851   0.08270   0.07812  -0.1394   0.8582   0.0392
  -5.000   0.1997   0.08044   0.07586  -0.1411   0.8560   0.0396
  -4.750   0.2189   0.07796   0.07335  -0.1439   0.8543   0.0402
  -4.500   0.1930   0.07860   0.07407  -0.1355   0.8438   0.0402
  -4.250   0.2062   0.07657   0.07203  -0.1368   0.8408   0.0408
  -4.000   0.2263   0.07420   0.06963  -0.1400   0.8388   0.0416
  -3.750   0.2555   0.07179   0.06716  -0.1466   0.8373   0.0420
  -3.500   0.2283   0.07257   0.06801  -0.1380   0.8256   0.0421
  -3.000   0.2706   0.06726   0.06267  -0.1430   0.8221   0.0424
  -2.750   0.2951   0.06464   0.06003  -0.1457   0.8210   0.0428
  -2.500   0.2726   0.06510   0.06055  -0.1381   0.8099   0.0429
  -2.250   0.2957   0.06290   0.05834  -0.1407   0.8077   0.0434
  -2.000   0.3245   0.06050   0.05591  -0.1445   0.8061   0.0443
  -1.750   0.3668   0.05795   0.05328  -0.1520   0.8050   0.0461
  -1.500   0.3748   0.05744   0.05276  -0.1519   0.7969   0.0463
  -1.250   0.4019   0.05544   0.05073  -0.1554   0.7932   0.0464
  -1.000   0.4212   0.05304   0.04834  -0.1557   0.7912   0.0467
  -0.750   0.4502   0.05080   0.04608  -0.1584   0.7897   0.0473
  -0.500   0.4870   0.04858   0.04383  -0.1629   0.7887   0.0483
  -0.250   0.5533   0.04637   0.04146  -0.1746   0.7881   0.0511
   0.000   0.5940   0.04382   0.03887  -0.1796   0.7873   0.0513
   0.250   0.6256   0.04161   0.03666  -0.1822   0.7865   0.0519
   0.750   0.6455   0.04037   0.03546  -0.1786   0.7735   0.0533
   1.250   0.7458   0.03644   0.03137  -0.1912   0.7718   0.0572
   1.500   0.7999   0.03376   0.02862  -0.1974   0.7694   0.0585
   1.750   0.7985   0.03367   0.02856  -0.1926   0.7575   0.0593
   2.250   0.8982   0.02932   0.02387  -0.2024   0.7347   0.0637
   2.500   0.9124   0.02871   0.02327  -0.2003   0.7223   0.0651
   3.000   0.9843   0.02640   0.02049  -0.2037   0.6782   0.0704
   3.250   1.0024   0.02565   0.01946  -0.2020   0.6262   0.0714
   3.500   0.9993   0.02626   0.01950  -0.1962   0.5404   0.0720
   3.750   0.9710   0.02838   0.02091  -0.1865   0.4240   0.0720
   4.000   0.9414   0.03111   0.02289  -0.1774   0.2755   0.0721
   4.250   0.9175   0.03392   0.02495  -0.1698   0.0775   0.0722
   4.500   0.9313   0.03430   0.02517  -0.1681   0.0506   0.0739
   4.750   0.9580   0.03419   0.02485  -0.1682   0.0464   0.0793
   5.000   0.9741   0.03424   0.02495  -0.1668   0.0437   0.0808
   5.250   0.9921   0.03439   0.02509  -0.1656   0.0421   0.0829
   5.500   1.0115   0.03455   0.02520  -0.1645   0.0408   0.0850
   5.750   1.0302   0.03471   0.02528  -0.1633   0.0397   0.0832
   6.000   1.0613   0.03364   0.02376  -0.1633   0.0392   0.0609
   6.250   1.0798   0.03390   0.02388  -0.1619   0.0385   0.0619
   6.500   1.0960   0.03435   0.02427  -0.1602   0.0381   0.0616
   6.750   1.1112   0.03492   0.02477  -0.1585   0.0375   0.0614
   7.000   1.1251   0.03563   0.02542  -0.1565   0.0370   0.0614
   7.250   1.1382   0.03646   0.02620  -0.1545   0.0365   0.0614
   7.500   1.1506   0.03740   0.02709  -0.1525   0.0360   0.0616
   7.750   1.1624   0.03844   0.02807  -0.1505   0.0355   0.0624
   8.000   1.1741   0.03954   0.02914  -0.1485   0.0349   0.0632
   8.250   1.1845   0.04077   0.03037  -0.1465   0.0342   0.0642
   8.500   1.1938   0.04213   0.03171  -0.1443   0.0337   0.0645
   8.750   1.2036   0.04351   0.03308  -0.1422   0.0334   0.0648
   9.000   1.2166   0.04465   0.03423  -0.1404   0.0332   0.0652
   9.250   1.2305   0.04581   0.03541  -0.1389   0.0329   0.0657
   9.500   1.2455   0.04696   0.03659  -0.1374   0.0327   0.0664
   9.750   1.2617   0.04807   0.03773  -0.1361   0.0325   0.0674
  10.000   1.2786   0.04913   0.03881  -0.1349   0.0322   0.0684
  10.250   1.2966   0.05012   0.03980  -0.1336   0.0320   0.0696
  10.500   1.3157   0.05101   0.04074  -0.1324   0.0317   0.0721
  10.750   1.3357   0.05185   0.04162  -0.1313   0.0314   0.0762
  11.000   1.3561   0.05268   0.04246  -0.1303   0.0309   0.0798
  11.250   1.3769   0.05350   0.04331  -0.1293   0.0304   0.0858
  11.500   1.3984   0.05432   0.04416  -0.1284   0.0298   0.1030
  12.000   1.4476   0.05532   0.04599  -0.1276   0.0291   1.0000
  12.250   1.4724   0.05615   0.04680  -0.1270   0.0288   1.0000
  12.500   1.4994   0.05700   0.04765  -0.1266   0.0285   1.0000
  12.750   1.5296   0.05793   0.04856  -0.1265   0.0283   1.0000
  13.000   1.5681   0.05904   0.04966  -0.1273   0.0280   1.0000
  13.250   1.5881   0.06056   0.05134  -0.1263   0.0279   1.0000
  13.500   1.6058   0.06228   0.05325  -0.1250   0.0277   1.0000
  13.750   1.6192   0.06419   0.05538  -0.1234   0.0274   1.0000
  14.000   1.6302   0.06630   0.05773  -0.1216   0.0271   1.0000
  14.250   1.6395   0.06857   0.06025  -0.1198   0.0267   1.0000
  14.500   1.6476   0.07103   0.06294  -0.1179   0.0264   1.0000
  14.750   1.6536   0.07371   0.06585  -0.1160   0.0262   1.0000
  15.000   1.6566   0.07659   0.06897  -0.1139   0.0261   1.0000
  15.250   1.6565   0.07968   0.07229  -0.1117   0.0260   1.0000
  15.500   1.6530   0.08299   0.07586  -0.1095   0.0259   1.0000
  15.750   1.6467   0.08653   0.07966  -0.1073   0.0258   1.0000
  16.000   1.6379   0.09027   0.08364  -0.1053   0.0257   1.0000
  16.250   1.6269   0.09423   0.08786  -0.1034   0.0257   1.0000
  16.500   1.6140   0.09844   0.09232  -0.1018   0.0257   1.0000
  16.750   1.5993   0.10292   0.09704  -0.1006   0.0257   1.0000
  17.000   1.5829   0.10770   0.10207  -0.0997   0.0257   1.0000
  17.250   1.5650   0.11274   0.10734  -0.0994   0.0257   1.0000
  17.500   1.5460   0.11810   0.11293  -0.0996   0.0256   1.0000
  17.750   1.5260   0.12385   0.11890  -0.1004   0.0256   1.0000
  18.000   1.5045   0.13012   0.12540  -0.1020   0.0256   1.0000
  18.250   1.4814   0.13705   0.13255  -0.1045   0.0256   1.0000
  18.500   1.4561   0.14493   0.14064  -0.1081   0.0257   1.0000
  18.750   1.4285   0.15405   0.14998  -0.1131   0.0258   1.0000
  19.000   1.3968   0.16539   0.16153  -0.1204   0.0260   1.0000
  19.250   1.3587   0.18139   0.17774  -0.1319   0.0263   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)