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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 25.17 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-120-050-gn-50000.txt
Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.500  -0.3784   0.15250   0.14585  -0.0148   1.0000   0.0772
  -6.250  -0.3853   0.15250   0.14589  -0.0138   1.0000   0.0778
  -6.000  -0.3962   0.15325   0.14669  -0.0125   1.0000   0.0781
  -5.500  -0.4068   0.15037   0.14392  -0.0099   1.0000   0.0788
  -5.250  -0.3998   0.14572   0.13929  -0.0089   1.0000   0.0796
  -5.000  -0.4004   0.14329   0.13689  -0.0075   1.0000   0.0804
  -4.750  -0.4028   0.14135   0.13497  -0.0062   1.0000   0.0814
  -4.500  -0.4043   0.13958   0.13323  -0.0054   1.0000   0.0823
  -4.250  -0.4051   0.13782   0.13150  -0.0048   1.0000   0.0834
  -4.000  -0.4053   0.13612   0.12983  -0.0046   1.0000   0.0845
  -3.750  -0.4045   0.13456   0.12829  -0.0048   1.0000   0.0858
  -3.500  -0.4016   0.13362   0.12737  -0.0064   1.0000   0.0872
  -3.250  -0.3919   0.13452   0.12825  -0.0118   1.0000   0.0882
  -3.000  -0.3856   0.13190   0.12566  -0.0130   1.0000   0.0888
  -2.750  -0.3856   0.12748   0.12128  -0.0099   1.0000   0.0896
  -2.500  -0.3823   0.12438   0.11820  -0.0089   1.0000   0.0908
  -2.250  -0.3763   0.12189   0.11573  -0.0090   1.0000   0.0922
  -2.000  -0.3682   0.11965   0.11349  -0.0100   1.0000   0.0939
  -1.750  -0.3574   0.11760   0.11144  -0.0119   1.0000   0.0958
  -1.500  -0.3405   0.11608   0.10989  -0.0157   1.0000   0.0982
  -1.250  -0.2983   0.11701   0.11072  -0.0283   1.0000   0.1002
  -1.000  -0.3013   0.11236   0.10613  -0.0244   1.0000   0.1010
  -0.750  -0.2976   0.10900   0.10280  -0.0228   1.0000   0.1026
  -0.500  -0.2862   0.10654   0.10035  -0.0235   1.0000   0.1050
  -0.250  -0.2682   0.10458   0.09838  -0.0262   1.0000   0.1080
   0.000  -0.1981   0.10732   0.10089  -0.0443   1.0000   0.1129
   0.250  -0.2011   0.10250   0.09615  -0.0406   1.0000   0.1137
   0.500  -0.1964   0.09907   0.09278  -0.0389   1.0000   0.1152
   0.750  -0.1827   0.09674   0.09046  -0.0396   1.0000   0.1179
   1.000  -0.1593   0.09521   0.08891  -0.0430   1.0000   0.1225
   1.250  -0.1086   0.09558   0.08915  -0.0538   0.9999   0.1278
   1.500  -0.0971   0.09242   0.08604  -0.0534   0.9975   0.1305
   1.750  -0.0670   0.09126   0.08485  -0.0575   0.9946   0.1359
   2.000  -0.0106   0.09225   0.08569  -0.0688   0.9916   0.1429
   2.250   0.0037   0.08945   0.08295  -0.0688   0.9880   0.1460
   2.500   0.0677   0.09217   0.08547  -0.0809   0.9847   0.1580
   2.750   0.0723   0.08847   0.08189  -0.0789   0.9818   0.1607
   3.000   0.1018   0.08784   0.08125  -0.0824   0.9774   0.1701
   3.250   0.1415   0.08790   0.08127  -0.0883   0.9742   0.1777
   3.500   0.1830   0.08937   0.08262  -0.0948   0.9704   0.1905
   3.750   0.1968   0.08685   0.08021  -0.0946   0.9662   0.1955
   4.000   0.2365   0.08762   0.08093  -0.1001   0.9625   0.2097
   4.250   0.2681   0.08821   0.08150  -0.1039   0.9599   0.2256
   4.500   0.2922   0.08797   0.08128  -0.1061   0.9542   0.2414
   4.750   0.3219   0.08802   0.08136  -0.1091   0.9502   0.2593
   5.000   0.3535   0.08866   0.08203  -0.1122   0.9476   0.2807
   5.250   0.3695   0.08822   0.08164  -0.1127   0.9430   0.3025
   5.500   0.3986   0.08917   0.08259  -0.1155   0.9375   0.3417
   5.750   0.4222   0.08881   0.08236  -0.1167   0.9345   0.3859
   6.000   0.4455   0.08906   0.08272  -0.1175   0.9327   0.4821
   6.250   0.4524   0.08758   0.08135  -0.1158   0.9281   0.5347
   6.500   0.4737   0.08718   0.08104  -0.1164   0.9232   0.5900
   6.750   0.5069   0.08818   0.08204  -0.1193   0.9196   0.6381
   7.000   0.5464   0.09027   0.08407  -0.1234   0.9173   0.6772
   7.250   0.5589   0.09016   0.08397  -0.1236   0.9107   0.6936
   7.500   0.5945   0.09191   0.08568  -0.1273   0.9051   0.7169
   7.750   0.6249   0.09373   0.08750  -0.1303   0.8959   0.7264
   8.000   0.6865   0.09697   0.09067  -0.1376   0.8676   0.6974
   8.250   1.1054   0.05899   0.05144  -0.1491   0.5529   0.2439
   8.500   1.1261   0.05569   0.04520  -0.1415   0.1848   0.2394
   8.750   1.1234   0.05875   0.04788  -0.1388   0.1610   0.2386
   9.000   1.1265   0.06128   0.05023  -0.1366   0.1509   0.2376
   9.250   1.1341   0.06338   0.05226  -0.1347   0.1449   0.2362
   9.500   1.1420   0.06544   0.05427  -0.1327   0.1402   0.2351
   9.750   1.1504   0.06743   0.05618  -0.1308   0.1367   0.2354
  10.000   1.1603   0.06923   0.05784  -0.1288   0.1338   0.2369
  10.250   1.1780   0.07018   0.05879  -0.1270   0.1316   0.2431
  10.500   1.2020   0.07048   0.05907  -0.1252   0.1295   0.2560
  10.750   1.2407   0.06947   0.05806  -0.1239   0.1273   0.2784
  11.000   1.3113   0.06557   0.05453  -0.1241   0.1233   1.0000
  11.250   1.5436   0.06178   0.04926  -0.1405   0.1195   1.0000
  11.500   1.6070   0.06385   0.05158  -0.1439   0.1216   1.0000
  11.750   1.6487   0.06655   0.05470  -0.1448   0.1237   1.0000
  12.000   1.6863   0.06978   0.05828  -0.1456   0.1252   1.0000
  12.250   1.7124   0.07319   0.06205  -0.1450   0.1269   1.0000
  12.500   1.7408   0.07739   0.06657  -0.1450   0.1301   1.0000
  12.750   1.7900   0.08298   0.07243  -0.1481   0.1351   1.0000
  13.000   1.7529   0.08364   0.07365  -0.1385   0.1372   1.0000
  13.250   1.7265   0.08630   0.07684  -0.1315   0.1407   1.0000
  13.500   1.7197   0.09057   0.08149  -0.1277   0.1453   1.0000
  13.750   1.7359   0.09553   0.08674  -0.1266   0.1519   1.0000
  14.000   1.6881   0.09816   0.08983  -0.1191   0.1535   1.0000
  14.250   1.6427   0.10231   0.09441  -0.1135   0.1558   1.0000
  14.500   1.5989   0.10749   0.09996  -0.1096   0.1579   1.0000
  14.750   1.5600   0.11355   0.10633  -0.1073   0.1606   1.0000
  15.000   1.5557   0.11987   0.11286  -0.1070   0.1684   1.0000
  15.250   1.4938   0.12750   0.12078  -0.1069   0.1691   1.0000
  15.500   1.4158   0.13899   0.13254  -0.1112   0.1700   1.0000
  15.750   1.3417   0.15771   0.15142  -0.1226   0.1812   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)