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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 27.96 at α=6.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-140-050-gn-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500   0.0080   0.13090   0.12506  -0.1108   0.8651   0.0379
  -8.250   0.0141   0.12913   0.12329  -0.1113   0.8620   0.0380
  -8.000   0.0235   0.12715   0.12129  -0.1128   0.8599   0.0382
  -7.250   0.0196   0.12348   0.11768  -0.1079   0.8466   0.0384
  -7.000   0.0297   0.12082   0.11500  -0.1086   0.8444   0.0389
  -6.750   0.0408   0.11843   0.11260  -0.1098   0.8428   0.0395
  -6.500   0.0217   0.11906   0.11331  -0.1037   0.8349   0.0397
  -6.250   0.0225   0.11770   0.11196  -0.1026   0.8308   0.0401
  -6.000   0.0296   0.11578   0.11004  -0.1030   0.8283   0.0406
  -5.750   0.0384   0.11376   0.10799  -0.1038   0.8264   0.0410
  -5.500   0.0116   0.11500   0.10932  -0.0962   0.8173   0.0411
  -5.250   0.0125   0.11364   0.10797  -0.0953   0.8137   0.0414
  -5.000   0.0220   0.11164   0.10595  -0.0964   0.8113   0.0418
  -4.750   0.0138   0.11128   0.10563  -0.0935   0.8054   0.0419
  -4.500   0.0086   0.11069   0.10508  -0.0914   0.7995   0.0420
  -4.250   0.0203   0.10892   0.10329  -0.0935   0.7965   0.0422
  -3.750   0.0215   0.10570   0.10011  -0.0907   0.7873   0.0426
  -3.500   0.0249   0.10401   0.09843  -0.0899   0.7830   0.0430
  -3.250   0.0382   0.10170   0.09611  -0.0912   0.7805   0.0437
  -3.000   0.0571   0.09908   0.09346  -0.0938   0.7786   0.0443
  -2.750   0.0531   0.09853   0.09294  -0.0918   0.7720   0.0446
  -2.500   0.0597   0.09719   0.09161  -0.0920   0.7672   0.0451
  -2.250   0.0801   0.09495   0.08934  -0.0951   0.7645   0.0459
  -2.000   0.1105   0.09255   0.08687  -0.1007   0.7627   0.0466
  -1.500   0.1332   0.08996   0.08428  -0.1031   0.7524   0.0471
  -1.250   0.1475   0.08768   0.08200  -0.1038   0.7495   0.0478
  -1.000   0.1735   0.08526   0.07955  -0.1072   0.7475   0.0487
  -0.750   0.2062   0.08277   0.07700  -0.1120   0.7460   0.0497
  -0.500   0.2462   0.08029   0.07445  -0.1185   0.7448   0.0511
  -0.250   0.2518   0.08070   0.07487  -0.1187   0.7362   0.0516
   0.000   0.2979   0.07905   0.07314  -0.1271   0.7337   0.0522
   0.250   0.3154   0.07642   0.07052  -0.1274   0.7316   0.0531
   0.500   0.3510   0.07423   0.06829  -0.1320   0.7301   0.0548
   0.750   0.3970   0.07218   0.06615  -0.1389   0.7290   0.0567
   1.000   0.4727   0.07092   0.06471  -0.1526   0.7282   0.0582
   1.500   0.4850   0.06931   0.06320  -0.1498   0.7163   0.0595
   1.750   0.5237   0.06772   0.06157  -0.1544   0.7146   0.0623
   2.000   0.6008   0.06717   0.06082  -0.1672   0.7136   0.0652
   2.250   0.6244   0.06460   0.05829  -0.1680   0.7123   0.0662
   2.500   0.6622   0.06295   0.05662  -0.1717   0.7113   0.0683
   2.750   0.6597   0.06460   0.05833  -0.1695   0.7009   0.0693
   3.000   0.7217   0.06434   0.05791  -0.1783   0.6991   0.0738
   3.250   0.7470   0.06246   0.05608  -0.1793   0.6974   0.0758
   3.500   0.7868   0.06138   0.05497  -0.1829   0.6961   0.0793
   3.750   0.8474   0.06119   0.05461  -0.1904   0.6951   0.0837
   4.000   0.8759   0.05942   0.05291  -0.1918   0.6942   0.0857
   4.500   0.9177   0.06178   0.05520  -0.1933   0.6807   0.0951
   4.750   0.9438   0.06029   0.05382  -0.1941   0.6793   0.0980
   5.500   1.0495   0.05524   0.04866  -0.1975   0.6531   0.1146
   5.750   1.1082   0.05034   0.04364  -0.2001   0.6411   0.1262
   6.000   1.1409   0.04862   0.04185  -0.2003   0.6261   0.1393
   6.750   1.2351   0.04418   0.03550  -0.1983   0.4086   0.0803
   7.000   1.2057   0.04871   0.03919  -0.1916   0.2724   0.0802
   7.250   1.1794   0.05355   0.04313  -0.1861   0.0851   0.0799
   7.500   1.1905   0.05511   0.04446  -0.1845   0.0608   0.0790
   7.750   1.2067   0.05621   0.04547  -0.1834   0.0554   0.0799
   8.000   1.2226   0.05733   0.04653  -0.1823   0.0517   0.0797
   8.250   1.2378   0.05864   0.04777  -0.1813   0.0488   0.0783
   8.500   1.2538   0.05996   0.04901  -0.1803   0.0467   0.0772
   8.750   1.2695   0.06134   0.05036  -0.1793   0.0452   0.0766
   9.000   1.2833   0.06287   0.05185  -0.1781   0.0442   0.0765
   9.250   1.2957   0.06451   0.05347  -0.1767   0.0434   0.0766
   9.500   1.3061   0.06631   0.05527  -0.1752   0.0426   0.0773
   9.750   1.3150   0.06825   0.05723  -0.1736   0.0419   0.0794
  10.000   1.3231   0.07026   0.05925  -0.1719   0.0414   0.0815
  10.250   1.3300   0.07242   0.06140  -0.1701   0.0408   0.0827
  10.500   1.3371   0.07451   0.06349  -0.1683   0.0404   0.0835
  10.750   1.3449   0.07648   0.06544  -0.1666   0.0400   0.0847
  11.000   1.3561   0.07804   0.06702  -0.1650   0.0397   0.0865
  11.250   1.3692   0.07937   0.06836  -0.1635   0.0394   0.0890
  11.500   1.3848   0.08042   0.06937  -0.1620   0.0392   0.0929
  11.750   1.4030   0.08120   0.07015  -0.1607   0.0387   0.1010
  12.000   1.4230   0.08183   0.07079  -0.1595   0.0381   0.1129
  12.250   1.4447   0.08238   0.07145  -0.1585   0.0371   0.1528
  12.500   1.4641   0.08226   0.07186  -0.1572   0.0363   1.0000
  12.750   1.4890   0.08247   0.07198  -0.1561   0.0357   1.0000
  13.000   1.5176   0.08249   0.07193  -0.1553   0.0353   1.0000
  13.250   1.5488   0.08248   0.07189  -0.1546   0.0350   1.0000
  13.500   1.5822   0.08256   0.07195  -0.1542   0.0347   1.0000
  13.750   1.6162   0.08291   0.07231  -0.1539   0.0344   1.0000
  14.000   1.6493   0.08364   0.07312  -0.1538   0.0343   1.0000
  14.250   1.6836   0.08468   0.07420  -0.1539   0.0338   1.0000
  14.500   1.7181   0.08638   0.07597  -0.1543   0.0332   1.0000
  14.750   1.7230   0.08865   0.07856  -0.1522   0.0328   1.0000
  15.000   1.7302   0.09103   0.08124  -0.1504   0.0325   1.0000
  15.250   1.7408   0.09355   0.08402  -0.1490   0.0323   1.0000
  15.500   1.7495   0.09628   0.08701  -0.1475   0.0323   1.0000
  15.750   1.7549   0.09921   0.09021  -0.1459   0.0323   1.0000
  16.000   1.7565   0.10235   0.09362  -0.1442   0.0323   1.0000
  16.250   1.7554   0.10565   0.09721  -0.1425   0.0323   1.0000
  16.500   1.7518   0.10910   0.10093  -0.1409   0.0323   1.0000
  16.750   1.7464   0.11269   0.10478  -0.1394   0.0324   1.0000
  17.000   1.7395   0.11641   0.10876  -0.1381   0.0325   1.0000
  17.250   1.7313   0.12027   0.11286  -0.1370   0.0326   1.0000
  17.500   1.7227   0.12422   0.11704  -0.1362   0.0327   1.0000
  17.750   1.7122   0.12835   0.12140  -0.1356   0.0328   1.0000
  18.000   1.7001   0.13264   0.12592  -0.1353   0.0329   1.0000
  18.250   1.6868   0.13711   0.13061  -0.1354   0.0329   1.0000
  18.500   1.6715   0.14183   0.13556  -0.1359   0.0329   1.0000
  18.750   1.6566   0.14671   0.14064  -0.1368   0.0330   1.0000
  19.000   1.6400   0.15191   0.14605  -0.1382   0.0330   1.0000
  19.250   1.6239   0.15733   0.15167  -0.1401   0.0331   1.0000
  19.500   1.6085   0.16295   0.15747  -0.1424   0.0331   1.0000
  19.750   1.5936   0.16879   0.16347  -0.1451   0.0332   1.0000
  20.000   1.5799   0.17476   0.16958  -0.1482   0.0332   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)