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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 52.34 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-140-050-gn-200000.txt
Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.750  -0.0039   0.11729   0.11339  -0.0955   0.8322   0.0354
  -5.500   0.0021   0.11539   0.11148  -0.0955   0.8294   0.0357
  -5.250   0.0119   0.11323   0.10931  -0.0964   0.8276   0.0361
  -5.000  -0.0150   0.11447   0.11062  -0.0891   0.8194   0.0362
  -4.750  -0.0145   0.11316   0.10932  -0.0880   0.8150   0.0365
  -4.500  -0.0016   0.11075   0.10689  -0.0898   0.8127   0.0371
  -4.250   0.0174   0.10805   0.10416  -0.0930   0.8111   0.0378
  -4.000  -0.0114   0.10949   0.10567  -0.0856   0.8016   0.0378
  -3.750   0.0008   0.10776   0.10393  -0.0878   0.7981   0.0381
  -3.250   0.0502   0.10211   0.09820  -0.0974   0.7947   0.0384
  -2.250   0.0787   0.09464   0.09075  -0.0963   0.7789   0.0395
   1.250   0.3832   0.06364   0.05972  -0.1268   0.7134   0.0487
   1.500   0.5006   0.06845   0.06413  -0.1541   0.7308   0.0509
   1.750   0.5102   0.06027   0.05615  -0.1475   0.7123   0.0523
   2.000   0.5384   0.05715   0.05304  -0.1492   0.7116   0.0530
   2.250   0.5816   0.05508   0.05093  -0.1542   0.7111   0.0547
   2.500   0.6360   0.06489   0.06046  -0.1696   0.7168   0.0554
   2.750   0.7120   0.06414   0.05954  -0.1811   0.7157   0.0583
   3.000   0.7394   0.06194   0.05738  -0.1824   0.7144   0.0591
   3.250   0.7789   0.06049   0.05592  -0.1859   0.7135   0.0610
   3.500   0.8507   0.06007   0.05531  -0.1954   0.7129   0.0653
   3.750   0.8823   0.05737   0.05268  -0.1969   0.7122   0.0668
   4.000   0.9827   0.05205   0.04709  -0.2076   0.7071   0.0736
   4.250   1.1456   0.03781   0.03264  -0.2262   0.7151   0.0842
   5.500   1.1809   0.02256   0.01583  -0.2012   0.4209   0.1085
   5.750   1.1491   0.02735   0.02015  -0.1931   0.3280   0.1084
   6.000   1.1880   0.04001   0.03166  -0.2007   0.2142   0.1082
   8.000   1.2533   0.05108   0.04239  -0.1840   0.0505   0.1603
   8.250   1.2624   0.05272   0.04406  -0.1823   0.0499   0.1721
   8.500   1.2693   0.05462   0.04599  -0.1803   0.0494   0.1864
   8.750   1.2755   0.05657   0.04797  -0.1783   0.0491   0.2020
   9.000   1.2816   0.05853   0.04997  -0.1763   0.0487   0.2186
   9.250   1.2882   0.06044   0.05190  -0.1744   0.0483   0.2376
   9.500   1.2971   0.06206   0.05357  -0.1726   0.0477   0.2720
   9.750   1.3313   0.06293   0.05369  -0.1723   0.0473   0.1080
  10.000   1.3459   0.06412   0.05488  -0.1710   0.0469   0.1030
  10.250   1.3629   0.06525   0.05586  -0.1696   0.0468   0.0970
  10.500   1.3815   0.06624   0.05676  -0.1683   0.0467   0.0951
  10.750   1.4042   0.06689   0.05736  -0.1674   0.0467   0.0949
  11.000   1.4326   0.06706   0.05751  -0.1669   0.0468   0.0985
  11.250   1.4697   0.06651   0.05688  -0.1667   0.0471   0.1035
  11.500   1.5602   0.06329   0.05339  -0.1708   0.0481   0.1189
  12.000   1.6259   0.06364   0.05441  -0.1709   0.0487   1.0000
  13.750   1.8725   0.08574   0.07913  -0.1680   0.0795   1.0000
  14.000   1.8363   0.08723   0.08091  -0.1602   0.0789   1.0000
  14.250   1.7946   0.08952   0.08354  -0.1525   0.0782   1.0000
  14.500   1.7473   0.09192   0.08633  -0.1451   0.0777   1.0000
  14.750   1.7031   0.09447   0.08924  -0.1390   0.0769   1.0000
  15.000   1.6661   0.09756   0.09264  -0.1344   0.0762   1.0000
  15.250   1.6315   0.10099   0.09635  -0.1307   0.0753   1.0000
  15.500   1.5998   0.10490   0.10052  -0.1279   0.0746   1.0000
  15.750   1.5683   0.10924   0.10510  -0.1258   0.0738   1.0000
  16.000   1.5344   0.11422   0.11033  -0.1244   0.0736   1.0000
  16.250   1.4988   0.11977   0.11612  -0.1237   0.0734   1.0000
  16.500   1.4576   0.12642   0.12304  -0.1239   0.0735   1.0000
  16.750   1.4095   0.13473   0.13162  -0.1256   0.0740   1.0000
  17.000   1.3560   0.14511   0.14229  -0.1293   0.0751   1.0000
  17.250   1.3021   0.15751   0.15493  -0.1350   0.0764   1.0000
  17.500   1.2540   0.17107   0.16867  -0.1423   0.0777   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)