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=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 24.77 at α=13°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-140-050-gn-100000.txt
Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96                
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.750  -0.2929   0.15174   0.14726  -0.0336   0.9446   0.0430
  -5.500  -0.2909   0.14983   0.14536  -0.0334   0.9391   0.0434
  -5.250  -0.2842   0.14824   0.14376  -0.0345   0.9359   0.0438
  -4.750  -0.2957   0.14603   0.14161  -0.0307   0.9295   0.0445
  -4.500  -0.2939   0.14441   0.13998  -0.0307   0.9239   0.0449
  -4.250  -0.2823   0.14278   0.13834  -0.0332   0.9206   0.0457
  -4.000  -0.2726   0.14201   0.13755  -0.0355   0.9188   0.0463
  -3.750  -0.2869   0.14037   0.13596  -0.0318   0.9134   0.0465
  -3.500  -0.2730   0.13950   0.13506  -0.0360   0.9079   0.0468
  -3.000  -0.2473   0.13483   0.13038  -0.0402   0.9034   0.0472
  -2.750  -0.2579   0.13249   0.12808  -0.0367   0.8978   0.0474
  -2.500  -0.2470   0.12996   0.12554  -0.0380   0.8933   0.0479
  -2.250  -0.2265   0.12779   0.12334  -0.0416   0.8902   0.0486
  -2.000  -0.2038   0.12633   0.12184  -0.0459   0.8884   0.0494
  -1.750  -0.2155   0.12417   0.11973  -0.0426   0.8827   0.0498
  -1.500  -0.1959   0.12212   0.11766  -0.0462   0.8781   0.0509
  -1.250  -0.1487   0.12137   0.11681  -0.0574   0.8749   0.0519
  -0.750  -0.1292   0.11687   0.11231  -0.0594   0.8677   0.0525
  -0.500  -0.1162   0.11422   0.10966  -0.0603   0.8631   0.0530
  -0.250  -0.0996   0.10982   0.10562  -0.0529   0.8410   0.0547
   0.500   0.0230   0.10972   0.10492  -0.0872   0.8479   0.0581
   0.750   0.0325   0.10627   0.10150  -0.0862   0.8449   0.0585
   1.000   0.0595   0.10425   0.09946  -0.0894   0.8427   0.0596
   1.250   0.0970   0.10354   0.09870  -0.0952   0.8412   0.0613
   1.500   0.0948   0.10169   0.09689  -0.0936   0.8334   0.0620
   1.750   0.1787   0.10312   0.09812  -0.1108   0.8294   0.0652
   2.000   0.1943   0.10029   0.09533  -0.1108   0.8272   0.0660
   2.250   0.2320   0.09953   0.09454  -0.1157   0.8257   0.0680
   2.500   0.2271   0.09824   0.09330  -0.1135   0.8182   0.0688
   2.750   0.2716   0.09801   0.09300  -0.1204   0.8139   0.0718
   3.000   0.3365   0.09864   0.09351  -0.1315   0.8113   0.0740
   3.250   0.3686   0.09779   0.09267  -0.1347   0.8098   0.0764
   3.500   0.3621   0.09700   0.09194  -0.1322   0.8022   0.0777
   4.000   0.4611   0.09795   0.09274  -0.1465   0.7951   0.0846
   4.250   0.5010   0.09814   0.09292  -0.1509   0.7935   0.0881
   4.500   0.4917   0.09774   0.09259  -0.1480   0.7850   0.0893
   4.750   0.5520   0.09982   0.09450  -0.1568   0.7805   0.0953
   5.000   0.5792   0.09903   0.09379  -0.1587   0.7785   0.0985
   5.250   0.6354   0.10330   0.09783  -0.1662   0.7762   0.1074
   5.500   0.6294   0.10176   0.09642  -0.1637   0.7664   0.1080
   5.750   0.6554   0.10108   0.09583  -0.1653   0.7635   0.1111
   6.250   0.7015   0.10403   0.09873  -0.1691   0.7539   0.1223
   6.500   0.7252   0.10385   0.09864  -0.1703   0.7487   0.1276
   6.750   0.7678   0.10529   0.10005  -0.1744   0.7458   0.1391
   7.000   0.8060   0.10786   0.10255  -0.1778   0.7434   0.1519
   7.250   0.6718   0.11141   0.10698  -0.1530   0.7047   0.1438
   9.250   1.2832   0.06434   0.05469  -0.1746   0.0774   0.1955
   9.500   1.2989   0.06615   0.05638  -0.1735   0.0761   0.1638
   9.750   1.3110   0.06816   0.05828  -0.1721   0.0750   0.1505
  10.000   1.3208   0.07013   0.06028  -0.1706   0.0742   0.1481
  10.250   1.3304   0.07207   0.06220  -0.1688   0.0734   0.1480
  10.500   1.3420   0.07370   0.06377  -0.1671   0.0728   0.1483
  10.750   1.3571   0.07484   0.06481  -0.1654   0.0723   0.1476
  11.000   1.3774   0.07535   0.06515  -0.1638   0.0715   0.1481
  11.250   1.4059   0.07506   0.06459  -0.1625   0.0702   0.1513
  11.500   1.4632   0.07266   0.06185  -0.1629   0.0685   0.1707
  11.750   1.5168   0.07147   0.06070  -0.1639   0.0687   0.2529
  12.000   1.5554   0.07071   0.06018  -0.1636   0.0692   1.0000
  12.250   1.5966   0.07077   0.06027  -0.1637   0.0705   1.0000
  12.500   1.6526   0.07095   0.06065  -0.1650   0.0736   1.0000
  12.750   1.7243   0.07199   0.06181  -0.1683   0.0761   1.0000
  13.000   1.8884   0.07625   0.06645  -0.1821   0.0926   1.0000
  15.500   1.3275   0.13837   0.13511  -0.1319   0.1792   1.0000
  16.750   1.3874   0.20735   0.20358  -0.1860   0.2546   1.0000
  17.500   1.1199   0.21943   0.21647  -0.1714   0.1892   1.0000
  17.750   1.1008   0.22457   0.22161  -0.1749   0.1776   1.0000
<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)