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=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 25.21 at α=5.25°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-140-050-gn-100000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-100000-n1.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 =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750   0.0548   0.12754   0.12087  -0.1325   0.8206   0.0138
 -10.500   0.0574   0.12585   0.11919  -0.1318   0.8167   0.0141
 -10.250   0.0626   0.12396   0.11728  -0.1318   0.8135   0.0143
 -10.000   0.0693   0.12192   0.11522  -0.1322   0.8108   0.0145
  -9.750   0.0731   0.12025   0.11356  -0.1317   0.8077   0.0145
  -9.500   0.0723   0.11908   0.11242  -0.1300   0.8032   0.0146
  -9.250   0.0749   0.11754   0.11089  -0.1292   0.7992   0.0147
  -9.000   0.0799   0.11575   0.10908  -0.1290   0.7959   0.0148
  -8.500   0.0831   0.11292   0.10629  -0.1269   0.7885   0.0156
  -8.250   0.0832   0.11165   0.10502  -0.1254   0.7841   0.0159
  -8.000   0.0860   0.11003   0.10341  -0.1247   0.7804   0.0164
  -7.750   0.0907   0.10823   0.10160  -0.1244   0.7774   0.0167
  -7.500   0.0867   0.10737   0.10078  -0.1219   0.7725   0.0167
  -7.250   0.0848   0.10632   0.09975  -0.1199   0.7678   0.0168
  -7.000   0.0862   0.10494   0.09838  -0.1187   0.7639   0.0168
  -6.500   0.0822   0.10288   0.09638  -0.1147   0.7552   0.0170
  -6.250   0.0785   0.10199   0.09551  -0.1124   0.7504   0.0171
  -6.000   0.0776   0.10081   0.09434  -0.1106   0.7465   0.0172
  -5.750   0.0740   0.09988   0.09343  -0.1083   0.7421   0.0174
  -5.500   0.0649   0.09950   0.09310  -0.1047   0.7364   0.0179
  -5.250   0.0634   0.09833   0.09195  -0.1030   0.7320   0.0184
  -4.750   0.0632   0.09575   0.08941  -0.1003   0.7230   0.0191
  -4.500   0.0628   0.09455   0.08823  -0.0989   0.7183   0.0192
  -4.250   0.0670   0.09293   0.08661  -0.0985   0.7144   0.0192
  -4.000   0.0748   0.09103   0.08469  -0.0988   0.7113   0.0193
  -3.750   0.0746   0.08999   0.08369  -0.0974   0.7055   0.0194
  -3.500   0.0799   0.08854   0.08225  -0.0972   0.7011   0.0195
  -3.250   0.0895   0.08677   0.08047  -0.0978   0.6977   0.0196
  -3.000   0.1027   0.08476   0.07844  -0.0991   0.6948   0.0200
  -2.750   0.1095   0.08349   0.07719  -0.0992   0.6897   0.0206
  -2.500   0.1205   0.08189   0.07558  -0.1001   0.6853   0.0211
  -2.250   0.1364   0.07989   0.07356  -0.1021   0.6821   0.0217
  -2.000   0.1557   0.07775   0.07138  -0.1046   0.6793   0.0218
  -1.750   0.1759   0.07570   0.06930  -0.1072   0.6762   0.0220
  -1.500   0.1919   0.07421   0.06780  -0.1091   0.6713   0.0221
  -1.250   0.2138   0.07238   0.06594  -0.1119   0.6680   0.0222
  -1.000   0.2391   0.07050   0.06402  -0.1153   0.6652   0.0227
  -0.750   0.2680   0.06850   0.06198  -0.1192   0.6628   0.0236
  -0.250   0.3267   0.06486   0.05825  -0.1273   0.6564   0.0246
   0.000   0.3574   0.06320   0.05654  -0.1315   0.6530   0.0248
   0.250   0.3917   0.06144   0.05473  -0.1362   0.6503   0.0250
   0.500   0.4281   0.05969   0.05292  -0.1411   0.6479   0.0254
   0.750   0.4656   0.05804   0.05122  -0.1459   0.6456   0.0265
   1.000   0.5071   0.05623   0.04932  -0.1515   0.6438   0.0274
   1.250   0.5398   0.05520   0.04826  -0.1554   0.6398   0.0276
   1.500   0.5756   0.05405   0.04707  -0.1597   0.6367   0.0278
   1.750   0.6136   0.05283   0.04579  -0.1643   0.6337   0.0280
   2.000   0.6517   0.05169   0.04461  -0.1685   0.6310   0.0289
   2.250   0.6918   0.05052   0.04337  -0.1730   0.6287   0.0302
   2.500   0.7323   0.04934   0.04211  -0.1773   0.6267   0.0305
   2.750   0.7634   0.04893   0.04168  -0.1801   0.6228   0.0306
   3.000   0.7966   0.04838   0.04110  -0.1830   0.6190   0.0308
   3.250   0.8329   0.04767   0.04033  -0.1863   0.6158   0.0313
   3.500   0.8672   0.04708   0.03971  -0.1889   0.6129   0.0325
   3.750   0.9040   0.04635   0.03892  -0.1918   0.6106   0.0334
   4.000   0.9337   0.04617   0.03872  -0.1936   0.6069   0.0335
   4.250   0.9619   0.04611   0.03863  -0.1951   0.6026   0.0337
   4.500   0.9924   0.04586   0.03835  -0.1966   0.5989   0.0339
   4.750   1.0269   0.04537   0.03778  -0.1987   0.5955   0.0348
   5.000   1.0574   0.04480   0.03710  -0.1995   0.5790   0.0360
   5.250   1.0867   0.04311   0.03374  -0.1983   0.3882   0.0364
   5.500   1.0602   0.04731   0.03711  -0.1919   0.2363   0.0364
   5.750   1.0458   0.05093   0.03991  -0.1874   0.0380   0.0365
   6.000   1.0678   0.05146   0.04030  -0.1875   0.0287   0.0366
   6.250   1.0908   0.05191   0.04066  -0.1875   0.0256   0.0368
   6.500   1.1134   0.05240   0.04107  -0.1875   0.0238   0.0370
   6.750   1.1382   0.05277   0.04127  -0.1877   0.0224   0.0383
   7.000   1.1571   0.05350   0.04197  -0.1870   0.0215   0.0391
   7.250   1.1770   0.05420   0.04260  -0.1864   0.0211   0.0395
   7.500   1.1971   0.05498   0.04330  -0.1859   0.0207   0.0397
   7.750   1.2168   0.05589   0.04411  -0.1854   0.0204   0.0399
   8.000   1.2355   0.05692   0.04504  -0.1848   0.0202   0.0401
   8.250   1.2528   0.05804   0.04607  -0.1839   0.0199   0.0403
   8.500   1.2688   0.05922   0.04718  -0.1828   0.0195   0.0409
   8.750   1.2842   0.06044   0.04830  -0.1817   0.0191   0.0423
   9.000   1.2969   0.06183   0.04973  -0.1802   0.0187   0.0431
   9.250   1.3095   0.06326   0.05114  -0.1788   0.0183   0.0437
   9.500   1.3219   0.06471   0.05262  -0.1774   0.0177   0.0439
   9.750   1.3337   0.06625   0.05419  -0.1760   0.0172   0.0442
  10.000   1.3447   0.06787   0.05588  -0.1745   0.0168   0.0444
  10.250   1.3550   0.06957   0.05764  -0.1730   0.0165   0.0448
  10.500   1.3648   0.07135   0.05948  -0.1715   0.0164   0.0452
  10.750   1.3738   0.07323   0.06143  -0.1700   0.0162   0.0463
  11.000   1.3825   0.07516   0.06344  -0.1684   0.0161   0.0477
  11.250   1.3908   0.07714   0.06552  -0.1670   0.0160   0.0495
  11.500   1.3988   0.07917   0.06763  -0.1655   0.0159   0.0508
  11.750   1.4068   0.08121   0.06975  -0.1641   0.0157   0.0522
  12.000   1.4147   0.08325   0.07188  -0.1627   0.0156   0.0550
  12.250   1.4228   0.08528   0.07399  -0.1613   0.0155   0.0586
  12.500   1.4311   0.08724   0.07606  -0.1599   0.0154   0.0639
  12.750   1.4401   0.08913   0.07805  -0.1586   0.0154   0.0781
  13.250   1.4573   0.09206   0.08180  -0.1561   0.0152   1.0000
  13.500   1.4677   0.09366   0.08341  -0.1548   0.0151   1.0000
  13.750   1.4790   0.09514   0.08493  -0.1535   0.0150   1.0000
  14.000   1.4908   0.09654   0.08636  -0.1523   0.0149   1.0000
  14.250   1.5028   0.09791   0.08776  -0.1511   0.0147   1.0000
  14.500   1.5160   0.09912   0.08901  -0.1500   0.0145   1.0000
  14.750   1.5322   0.09992   0.08993  -0.1487   0.0140   1.0000
  15.000   1.5492   0.10067   0.09078  -0.1474   0.0136   1.0000
  15.250   1.5659   0.10148   0.09170  -0.1462   0.0133   1.0000
  15.500   1.5825   0.10237   0.09270  -0.1451   0.0131   1.0000
  15.750   1.5986   0.10337   0.09385  -0.1440   0.0130   1.0000
  16.000   1.6137   0.10454   0.09517  -0.1430   0.0128   1.0000
  16.250   1.6275   0.10593   0.09672  -0.1420   0.0127   1.0000
  16.500   1.6394   0.10758   0.09856  -0.1410   0.0126   1.0000
  16.750   1.6494   0.10949   0.10069  -0.1402   0.0125   1.0000
  17.000   1.6571   0.11170   0.10311  -0.1393   0.0124   1.0000
  17.250   1.6625   0.11418   0.10582  -0.1386   0.0122   1.0000
  17.500   1.6656   0.11692   0.10879  -0.1380   0.0121   1.0000
  17.750   1.6667   0.11989   0.11197  -0.1376   0.0119   1.0000
  18.000   1.6659   0.12310   0.11541  -0.1373   0.0117   1.0000
  18.250   1.6636   0.12647   0.11900  -0.1373   0.0115   1.0000
  18.500   1.6589   0.13044   0.12324  -0.1374   0.0113   1.0000
  18.750   1.6492   0.13555   0.12872  -0.1380   0.0110   1.0000
  19.000   1.6376   0.14086   0.13434  -0.1391   0.0108   1.0000
  19.250   1.6247   0.14642   0.14018  -0.1406   0.0107   1.0000
  19.500   1.6099   0.15251   0.14653  -0.1428   0.0107   1.0000
  19.750   1.5931   0.15924   0.15353  -0.1458   0.0106   1.0000
  20.000   1.5742   0.16680   0.16134  -0.1496   0.0106   1.0000
  20.250   1.5526   0.17553   0.17031  -0.1548   0.0106   1.0000
  20.500   1.5273   0.18619   0.18121  -0.1618   0.0105   1.0000
  20.750   1.4972   0.20040   0.19566  -0.1720   0.0105   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)