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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=12% T=5% R=1.1 (cp-120-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.4 at α=12.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-120-050-gn-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-120-050-gn-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.500  -0.1959   0.14328   0.13569  -0.0633   0.9348   0.0623
  -7.250  -0.1916   0.14244   0.13485  -0.0647   0.9315   0.0626
  -7.000  -0.1978   0.14207   0.13452  -0.0631   0.9258   0.0628
  -6.750  -0.1874   0.13787   0.13033  -0.0632   0.9226   0.0633
  -6.500  -0.1777   0.13504   0.12750  -0.0640   0.9196   0.0641
  -6.250  -0.1671   0.13265   0.12510  -0.0654   0.9171   0.0649
  -6.000  -0.1750   0.13169   0.12420  -0.0624   0.9112   0.0655
  -5.750  -0.1729   0.13011   0.12263  -0.0620   0.9068   0.0664
  -5.500  -0.1677   0.12852   0.12106  -0.0627   0.9032   0.0678
  -5.250  -0.1715   0.12774   0.12031  -0.0614   0.8985   0.0686
  -5.000  -0.1766   0.12719   0.11979  -0.0601   0.8928   0.0692
  -4.750  -0.1701   0.12664   0.11923  -0.0628   0.8880   0.0698
  -4.500  -0.1562   0.12374   0.11634  -0.0650   0.8854   0.0702
  -4.250  -0.1633   0.12179   0.11446  -0.0614   0.8797   0.0706
  -4.000  -0.1580   0.11931   0.11199  -0.0608   0.8754   0.0714
  -3.750  -0.1463   0.11682   0.10950  -0.0620   0.8718   0.0725
  -3.500  -0.1297   0.11434   0.10699  -0.0646   0.8691   0.0740
  -3.250  -0.1365   0.11338   0.10608  -0.0621   0.8626   0.0748
  -3.000  -0.1252   0.11168   0.10437  -0.0640   0.8581   0.0765
  -2.750  -0.0941   0.11101   0.10361  -0.0727   0.8541   0.0783
  -2.500  -0.0883   0.10864   0.10128  -0.0723   0.8496   0.0788
  -2.250  -0.0870   0.10593   0.09862  -0.0700   0.8450   0.0796
  -2.000  -0.0748   0.10339   0.09608  -0.0705   0.8413   0.0810
  -1.750  -0.0534   0.10093   0.09358  -0.0733   0.8382   0.0829
  -1.500  -0.0352   0.09906   0.09169  -0.0759   0.8342   0.0850
  -1.250  -0.0182   0.09798   0.09058  -0.0788   0.8287   0.0871
  -1.000   0.0244   0.09702   0.08952  -0.0882   0.8248   0.0887
  -0.750   0.0336   0.09332   0.08586  -0.0865   0.8221   0.0902
  -0.500   0.0592   0.09069   0.08320  -0.0891   0.8198   0.0932
  -0.250   0.0668   0.08975   0.08228  -0.0891   0.8133   0.0955
   0.000   0.1253   0.08986   0.08218  -0.1012   0.8093   0.0998
   0.250   0.1463   0.08678   0.07913  -0.1027   0.8065   0.1009
   0.500   0.1683   0.08394   0.07630  -0.1038   0.8041   0.1032
   0.750   0.1835   0.08275   0.07512  -0.1045   0.7988   0.1065
   1.000   0.2410   0.08332   0.07551  -0.1152   0.7943   0.1132
   1.250   0.2525   0.08024   0.07250  -0.1140   0.7911   0.1153
   1.500   0.2837   0.07838   0.07063  -0.1169   0.7884   0.1199
   1.750   0.3506   0.07828   0.07032  -0.1280   0.7864   0.1275
   2.000   0.3494   0.07701   0.06915  -0.1251   0.7794   0.1289
   2.250   0.3716   0.07552   0.06769  -0.1261   0.7755   0.1336
   2.500   0.4207   0.07509   0.06714  -0.1328   0.7726   0.1436
   2.750   0.4509   0.07333   0.06541  -0.1347   0.7703   0.1515
   3.000   0.4783   0.07405   0.06606  -0.1377   0.7639   0.1589
   3.250   0.4966   0.07273   0.06482  -0.1377   0.7596   0.1640
   3.500   0.5384   0.07248   0.06450  -0.1422   0.7563   0.1758
   3.750   0.5794   0.07209   0.06406  -0.1461   0.7538   0.1910
   4.000   0.5871   0.07143   0.06352  -0.1444   0.7478   0.1977
   4.250   0.6112   0.07133   0.06346  -0.1456   0.7428   0.2132
   4.500   0.6431   0.07090   0.06305  -0.1476   0.7394   0.2327
   4.750   0.6802   0.07046   0.06262  -0.1504   0.7368   0.2600
   5.000   0.6905   0.07091   0.06316  -0.1493   0.7301   0.2781
   5.250   0.7118   0.07081   0.06314  -0.1495   0.7251   0.3122
   5.750   0.7734   0.06932   0.06184  -0.1517   0.7192   0.4135
   6.000   0.7922   0.06911   0.06168  -0.1510   0.7068   0.4186
   6.250   0.9153   0.06425   0.05562  -0.1604   0.6791   0.1166
   6.500   0.9584   0.06098   0.05222  -0.1601   0.6573   0.1161
   6.750   1.0149   0.05614   0.04712  -0.1601   0.6325   0.1138
   7.000   1.0227   0.05638   0.04731  -0.1569   0.6069   0.1125
   7.250   1.0358   0.05591   0.04681  -0.1539   0.5732   0.1120
   7.500   1.0484   0.05585   0.04668  -0.1510   0.5278   0.1117
   8.000   1.0657   0.05704   0.04433  -0.1427   0.0990   0.1120
   8.250   1.0746   0.05888   0.04601  -0.1409   0.0912   0.1136
   8.500   1.0841   0.06061   0.04772  -0.1393   0.0861   0.1158
   8.750   1.0942   0.06233   0.04943  -0.1377   0.0820   0.1178
   9.000   1.1032   0.06421   0.05127  -0.1361   0.0786   0.1193
   9.250   1.1106   0.06629   0.05328  -0.1344   0.0761   0.1204
   9.500   1.1212   0.06803   0.05506  -0.1329   0.0740   0.1218
   9.750   1.1313   0.06983   0.05688  -0.1313   0.0726   0.1237
  10.000   1.1412   0.07165   0.05871  -0.1298   0.0713   0.1264
  10.250   1.1516   0.07337   0.06054  -0.1283   0.0702   0.1309
  10.500   1.1630   0.07497   0.06219  -0.1267   0.0692   0.1370
  10.750   1.1767   0.07631   0.06356  -0.1251   0.0682   0.1433
  11.000   1.1938   0.07725   0.06454  -0.1236   0.0672   0.1523
  11.250   1.2174   0.07751   0.06481  -0.1221   0.0662   0.1724
  11.500   1.2583   0.07550   0.06345  -0.1211   0.0651   0.8503
  11.750   1.3034   0.07376   0.06135  -0.1197   0.0638   1.0000
  12.000   1.3539   0.07274   0.06022  -0.1195   0.0617   1.0000
  12.250   1.4127   0.07218   0.05957  -0.1204   0.0600   1.0000
  12.500   1.4690   0.07269   0.06007  -0.1218   0.0594   1.0000
  12.750   1.5134   0.07417   0.06167  -0.1226   0.0590   1.0000
  13.000   1.5484   0.07622   0.06390  -0.1228   0.0587   1.0000
  13.250   1.5748   0.07862   0.06651  -0.1224   0.0584   1.0000
  13.500   1.5942   0.08121   0.06932  -0.1214   0.0577   1.0000
  13.750   1.6105   0.08394   0.07223  -0.1204   0.0570   1.0000
  14.000   1.6267   0.08690   0.07532  -0.1194   0.0562   1.0000
  14.250   1.6460   0.09027   0.07879  -0.1189   0.0555   1.0000
  14.500   1.6495   0.09361   0.08242  -0.1169   0.0554   1.0000
  14.750   1.6407   0.09681   0.08597  -0.1138   0.0556   1.0000
  15.000   1.6275   0.10018   0.08971  -0.1107   0.0557   1.0000
  15.250   1.6109   0.10378   0.09369  -0.1078   0.0560   1.0000
  15.500   1.5918   0.10767   0.09795  -0.1052   0.0563   1.0000
  15.750   1.5709   0.11187   0.10252  -0.1031   0.0566   1.0000
  16.000   1.5488   0.11640   0.10741  -0.1017   0.0569   1.0000
  16.250   1.5254   0.12130   0.11264  -0.1009   0.0573   1.0000
  16.500   1.5007   0.12661   0.11827  -0.1010   0.0577   1.0000
  16.750   1.4749   0.13247   0.12443  -0.1020   0.0582   1.0000
  17.000   1.4462   0.13922   0.13147  -0.1041   0.0587   1.0000
  17.250   1.4169   0.14688   0.13937  -0.1076   0.0593   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)