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=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.13 at α=6°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-120-050-gn-50000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-50000-n1.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 =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.0718   0.12920   0.12024  -0.0972   0.8350   0.0228
  -9.000  -0.0710   0.12775   0.11883  -0.0961   0.8298   0.0230
  -8.750  -0.0674   0.12594   0.11703  -0.0958   0.8258   0.0231
  -8.250  -0.0558   0.12188   0.11297  -0.0962   0.8196   0.0232
  -8.000  -0.0573   0.12065   0.11177  -0.0945   0.8138   0.0233
  -7.750  -0.0550   0.11905   0.11018  -0.0938   0.8094   0.0236
  -7.250  -0.0465   0.11543   0.10658  -0.0934   0.8024   0.0246
  -7.000  -0.0492   0.11434   0.10554  -0.0915   0.7964   0.0250
  -6.750  -0.0484   0.11284   0.10407  -0.0905   0.7918   0.0254
  -6.500  -0.0450   0.11116   0.10241  -0.0900   0.7881   0.0256
  -6.250  -0.0458   0.10987   0.10114  -0.0885   0.7833   0.0257
  -6.000  -0.0489   0.10879   0.10010  -0.0865   0.7776   0.0257
  -5.500  -0.0478   0.10582   0.09717  -0.0843   0.7695   0.0259
  -5.250  -0.0553   0.10515   0.09656  -0.0814   0.7628   0.0259
  -5.000  -0.0555   0.10377   0.09521  -0.0801   0.7578   0.0261
  -4.750  -0.0514   0.10203   0.09348  -0.0798   0.7539   0.0266
  -4.500  -0.0518   0.10075   0.09224  -0.0786   0.7485   0.0271
  -4.250  -0.0508   0.09932   0.09085  -0.0777   0.7429   0.0275
  -4.000  -0.0453   0.09750   0.08903  -0.0778   0.7387   0.0279
  -3.750  -0.0380   0.09552   0.08704  -0.0782   0.7349   0.0283
  -3.500  -0.0364   0.09417   0.08572  -0.0775   0.7288   0.0284
  -3.250  -0.0292   0.09236   0.08393  -0.0778   0.7241   0.0284
  -3.000  -0.0181   0.09031   0.08187  -0.0788   0.7205   0.0285
  -2.750  -0.0086   0.08850   0.08006  -0.0794   0.7160   0.0286
  -2.500   0.0001   0.08690   0.07848  -0.0800   0.7108   0.0289
  -2.250   0.0137   0.08502   0.07658  -0.0813   0.7065   0.0294
  -2.000   0.0312   0.08291   0.07444  -0.0834   0.7032   0.0302
  -1.750   0.0479   0.08099   0.07250  -0.0855   0.6991   0.0309
  -1.500   0.0639   0.07924   0.07074  -0.0873   0.6942   0.0312
  -1.250   0.0843   0.07725   0.06872  -0.0898   0.6903   0.0313
  -1.000   0.1084   0.07512   0.06654  -0.0929   0.6871   0.0314
  -0.500   0.1560   0.07154   0.06290  -0.0987   0.6794   0.0321
  -0.250   0.1818   0.06992   0.06125  -0.1018   0.6754   0.0331
   0.250   0.2446   0.06616   0.05736  -0.1098   0.6693   0.0342
   0.500   0.2779   0.06434   0.05547  -0.1139   0.6666   0.0344
   0.750   0.3061   0.06308   0.05417  -0.1171   0.6619   0.0345
   1.000   0.3383   0.06171   0.05276  -0.1208   0.6580   0.0351
   1.250   0.3714   0.06041   0.05140  -0.1243   0.6547   0.0362
   1.500   0.4075   0.05898   0.04990  -0.1283   0.6520   0.0371
   1.750   0.4432   0.05763   0.04848  -0.1320   0.6493   0.0373
   2.000   0.4726   0.05687   0.04768  -0.1347   0.6444   0.0375
   2.250   0.5048   0.05595   0.04672  -0.1376   0.6403   0.0377
   2.500   0.5401   0.05497   0.04567  -0.1409   0.6370   0.0386
   2.750   0.5735   0.05411   0.04476  -0.1435   0.6342   0.0397
   3.000   0.6046   0.05349   0.04408  -0.1457   0.6303   0.0403
   3.250   0.6326   0.05312   0.04368  -0.1474   0.6254   0.0405
   3.500   0.6629   0.05260   0.04311  -0.1493   0.6214   0.0406
   3.750   0.6948   0.05200   0.04245  -0.1511   0.6181   0.0409
   4.000   0.7300   0.05128   0.04163  -0.1533   0.6155   0.0422
   4.250   0.7512   0.05158   0.04195  -0.1535   0.6095   0.0430
   4.500   0.7774   0.05147   0.04182  -0.1542   0.6049   0.0435
   4.750   0.8058   0.05119   0.04149  -0.1551   0.6012   0.0437
   5.000   0.8353   0.05084   0.04110  -0.1559   0.5983   0.0439
   5.250   0.8556   0.05133   0.04158  -0.1557   0.5920   0.0441
   5.500   0.8811   0.05135   0.04154  -0.1559   0.5848   0.0452
   5.750   0.9058   0.05112   0.04116  -0.1555   0.5622   0.0465
   6.000   0.9362   0.04893   0.03599  -0.1519   0.1590   0.0471
   6.250   0.9319   0.05193   0.03826  -0.1491   0.0489   0.0472
   6.500   0.9501   0.05282   0.03897  -0.1484   0.0419   0.0473
   6.750   0.9687   0.05367   0.03965  -0.1477   0.0388   0.0475
   7.000   0.9868   0.05452   0.04038  -0.1468   0.0364   0.0477
   7.250   1.0039   0.05547   0.04121  -0.1458   0.0347   0.0482
   7.500   1.0201   0.05650   0.04209  -0.1447   0.0332   0.0494
   7.750   1.0365   0.05751   0.04298  -0.1436   0.0319   0.0508
   8.000   1.0515   0.05865   0.04407  -0.1424   0.0307   0.0516
   8.250   1.0656   0.05989   0.04529  -0.1411   0.0297   0.0520
   8.500   1.0791   0.06121   0.04661  -0.1398   0.0292   0.0523
   8.750   1.0921   0.06260   0.04801  -0.1384   0.0289   0.0526
   9.000   1.1044   0.06407   0.04951  -0.1371   0.0286   0.0532
   9.250   1.1160   0.06563   0.05110  -0.1357   0.0282   0.0544
   9.500   1.1274   0.06723   0.05274  -0.1344   0.0277   0.0560
   9.750   1.1384   0.06888   0.05449  -0.1331   0.0272   0.0575
  10.000   1.1490   0.07060   0.05631  -0.1317   0.0265   0.0586
  10.250   1.1595   0.07236   0.05816  -0.1304   0.0258   0.0597
  10.500   1.1696   0.07417   0.06007  -0.1291   0.0252   0.0616
  10.750   1.1795   0.07602   0.06204  -0.1279   0.0247   0.0640
  11.000   1.1893   0.07789   0.06401  -0.1267   0.0242   0.0665
  11.250   1.1990   0.07978   0.06600  -0.1254   0.0240   0.0698
  11.500   1.2090   0.08164   0.06800  -0.1243   0.0238   0.0739
  11.750   1.2193   0.08346   0.06994  -0.1231   0.0237   0.0806
  12.000   1.2303   0.08520   0.07186  -0.1219   0.0235   0.0944
  12.250   1.2374   0.08604   0.07360  -0.1206   0.0234   1.0000
  12.500   1.2496   0.08756   0.07510  -0.1192   0.0233   1.0000
  12.750   1.2631   0.08889   0.07647  -0.1179   0.0231   1.0000
  13.000   1.2784   0.08999   0.07764  -0.1165   0.0230   1.0000
  13.250   1.2958   0.09083   0.07854  -0.1150   0.0229   1.0000
  13.500   1.3159   0.09137   0.07916  -0.1136   0.0227   1.0000
  13.750   1.3392   0.09163   0.07952  -0.1121   0.0224   1.0000
  14.000   1.3635   0.09192   0.07996  -0.1108   0.0218   1.0000
  14.250   1.3855   0.09262   0.08079  -0.1095   0.0211   1.0000
  14.500   1.4045   0.09371   0.08203  -0.1084   0.0206   1.0000
  14.750   1.4209   0.09516   0.08366  -0.1074   0.0201   1.0000
  15.000   1.4356   0.09687   0.08555  -0.1064   0.0199   1.0000
  15.250   1.4480   0.09890   0.08778  -0.1055   0.0198   1.0000
  15.500   1.4575   0.10127   0.09036  -0.1047   0.0197   1.0000
  15.750   1.4641   0.10395   0.09327  -0.1040   0.0196   1.0000
  16.000   1.4679   0.10695   0.09652  -0.1034   0.0195   1.0000
  16.250   1.4692   0.11025   0.10006  -0.1030   0.0194   1.0000
  16.500   1.4679   0.11387   0.10393  -0.1028   0.0194   1.0000
  16.750   1.4641   0.11783   0.10815  -0.1030   0.0193   1.0000
  17.000   1.4575   0.12235   0.11293  -0.1035   0.0192   1.0000
  17.250   1.4477   0.12747   0.11835  -0.1046   0.0191   1.0000
  17.500   1.4349   0.13323   0.12441  -0.1063   0.0190   1.0000
  17.750   1.4197   0.13969   0.13116  -0.1089   0.0189   1.0000
  18.000   1.4016   0.14712   0.13888  -0.1125   0.0188   1.0000
  18.250   1.3813   0.15567   0.14769  -0.1175   0.0187   1.0000
  18.500   1.3588   0.16579   0.15806  -0.1240   0.0186   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)