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=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 34.6 at α=3°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-140-050-gn-200000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000   0.2233   0.10895   0.10350  -0.1848   0.8366   0.0112
 -10.750   0.2300   0.10705   0.10160  -0.1850   0.8331   0.0115
 -10.500   0.2374   0.10499   0.09952  -0.1855   0.8299   0.0120
 -10.250   0.2473   0.10308   0.09760  -0.1864   0.8272   0.0123
 -10.000   0.2550   0.10126   0.09576  -0.1867   0.8239   0.0127
  -9.750   0.2586   0.09977   0.09427  -0.1858   0.8199   0.0128
  -9.500   0.2640   0.09814   0.09264  -0.1854   0.8161   0.0129
  -9.250   0.2705   0.09645   0.09094  -0.1853   0.8129   0.0130
  -9.000   0.2787   0.09462   0.08909  -0.1857   0.8099   0.0132
  -8.750   0.2804   0.09329   0.08777  -0.1842   0.8059   0.0134
  -8.500   0.2823   0.09189   0.08639  -0.1828   0.8014   0.0137
  -8.250   0.2859   0.09040   0.08489  -0.1818   0.7977   0.0140
  -8.000   0.2907   0.08882   0.08331  -0.1812   0.7944   0.0144
  -7.750   0.2927   0.08764   0.08213  -0.1796   0.7906   0.0147
  -7.500   0.2921   0.08656   0.08108  -0.1773   0.7859   0.0149
  -7.250   0.2929   0.08538   0.07990  -0.1754   0.7817   0.0150
  -7.000   0.2946   0.08414   0.07867  -0.1738   0.7781   0.0151
  -6.750   0.2917   0.08321   0.07776  -0.1710   0.7738   0.0153
  -6.500   0.2867   0.08244   0.07702  -0.1676   0.7688   0.0153
  -6.250   0.2826   0.08159   0.07619  -0.1645   0.7642   0.0154
  -6.000   0.2797   0.08064   0.07525  -0.1617   0.7606   0.0156
  -5.750   0.2688   0.08024   0.07490  -0.1569   0.7556   0.0157
  -5.500   0.2640   0.07934   0.07402  -0.1538   0.7504   0.0160
  -5.250   0.2638   0.07795   0.07263  -0.1520   0.7460   0.0166
  -5.000   0.2639   0.07679   0.07150  -0.1500   0.7423   0.0169
  -4.750   0.2619   0.07583   0.07057  -0.1475   0.7376   0.0171
  -4.500   0.2635   0.07463   0.06938  -0.1459   0.7329   0.0173
  -4.250   0.2691   0.07319   0.06793  -0.1452   0.7289   0.0174
  -4.000   0.2736   0.07187   0.06663  -0.1443   0.7253   0.0175
  -3.750   0.2771   0.07062   0.06539  -0.1431   0.7209   0.0176
  -3.500   0.2843   0.06917   0.06394  -0.1428   0.7164   0.0178
  -3.250   0.2959   0.06750   0.06226  -0.1434   0.7126   0.0180
  -3.000   0.3081   0.06583   0.06057  -0.1441   0.7094   0.0182
  -2.750   0.3189   0.06424   0.05898  -0.1446   0.7055   0.0189
  -2.500   0.3333   0.06244   0.05718  -0.1459   0.7014   0.0194
  -2.250   0.3517   0.06075   0.05546  -0.1476   0.6976   0.0198
  -2.000   0.3739   0.05885   0.05352  -0.1502   0.6947   0.0200
  -1.750   0.3944   0.05715   0.05181  -0.1524   0.6916   0.0202
  -1.500   0.4167   0.05543   0.05007  -0.1549   0.6880   0.0204
  -1.250   0.4423   0.05364   0.04825  -0.1579   0.6844   0.0206
  -1.000   0.4726   0.05165   0.04620  -0.1620   0.6812   0.0214
  -0.750   0.5069   0.04955   0.04405  -0.1668   0.6785   0.0223
  -0.500   0.5392   0.04784   0.04230  -0.1708   0.6761   0.0226
  -0.250   0.5713   0.04624   0.04067  -0.1747   0.6730   0.0228
   0.000   0.6064   0.04461   0.03899  -0.1791   0.6697   0.0231
   0.250   0.6440   0.04297   0.03730  -0.1839   0.6666   0.0234
   0.500   0.6862   0.04117   0.03542  -0.1896   0.6640   0.0247
   0.750   0.7280   0.03954   0.03373  -0.1949   0.6617   0.0254
   1.000   0.7668   0.03819   0.03233  -0.1994   0.6589   0.0256
   1.250   0.8044   0.03697   0.03106  -0.2035   0.6556   0.0259
   1.500   0.8427   0.03578   0.02982  -0.2076   0.6523   0.0262
   1.750   0.8833   0.03452   0.02850  -0.2120   0.6495   0.0273
   2.250   0.9624   0.03227   0.02613  -0.2198   0.6438   0.0285
   2.500   0.9964   0.03149   0.02531  -0.2224   0.6402   0.0287
   2.750   1.0298   0.03069   0.02437  -0.2246   0.6254   0.0290
   3.000   1.0517   0.03040   0.02375  -0.2244   0.5832   0.0294
   3.250   1.0521   0.03124   0.02413  -0.2202   0.5200   0.0302
   3.500   1.0264   0.03372   0.02606  -0.2118   0.4264   0.0302
   3.750   0.9943   0.03710   0.02879  -0.2031   0.2963   0.0303
   4.000   0.9731   0.04019   0.03127  -0.1966   0.1396   0.0305
   4.250   0.9790   0.04162   0.03232  -0.1946   0.0245   0.0312
   4.500   1.0058   0.04155   0.03216  -0.1955   0.0215   0.0314
   4.750   1.0309   0.04158   0.03213  -0.1961   0.0205   0.0315
   5.000   1.0553   0.04169   0.03218  -0.1965   0.0199   0.0318
   5.250   1.0792   0.04185   0.03227  -0.1967   0.0194   0.0321
   5.500   1.1031   0.04203   0.03237  -0.1968   0.0189   0.0327
   5.750   1.1297   0.04206   0.03227  -0.1973   0.0186   0.0342
   6.000   1.1533   0.04227   0.03236  -0.1973   0.0182   0.0345
   6.250   1.1759   0.04256   0.03253  -0.1971   0.0178   0.0347
   6.750   1.2164   0.04349   0.03328  -0.1957   0.0166   0.0352
   7.000   1.2364   0.04399   0.03364  -0.1949   0.0161   0.0362
   7.250   1.2564   0.04449   0.03395  -0.1942   0.0156   0.0374
   7.500   1.2731   0.04529   0.03464  -0.1929   0.0153   0.0376
   7.750   1.2885   0.04619   0.03548  -0.1916   0.0152   0.0377
   8.000   1.3033   0.04720   0.03644  -0.1901   0.0150   0.0380
   8.250   1.3177   0.04837   0.03760  -0.1888   0.0149   0.0381
   8.500   1.3316   0.04964   0.03889  -0.1874   0.0148   0.0383
   8.750   1.3452   0.05097   0.04024  -0.1861   0.0147   0.0385
   9.000   1.3577   0.05239   0.04169  -0.1846   0.0146   0.0388
   9.250   1.3696   0.05386   0.04321  -0.1830   0.0145   0.0395
   9.500   1.3812   0.05538   0.04479  -0.1815   0.0144   0.0402
   9.750   1.3920   0.05699   0.04644  -0.1799   0.0143   0.0411
  10.000   1.4022   0.05865   0.04815  -0.1783   0.0142   0.0416
  10.250   1.4119   0.06038   0.04994  -0.1766   0.0141   0.0418
  10.500   1.4211   0.06217   0.05179  -0.1750   0.0140   0.0420
  10.750   1.4298   0.06404   0.05373  -0.1733   0.0140   0.0422
  11.000   1.4384   0.06594   0.05569  -0.1717   0.0139   0.0425
  11.250   1.4463   0.06793   0.05774  -0.1701   0.0138   0.0429
  11.500   1.4544   0.06992   0.05980  -0.1686   0.0137   0.0432
  11.750   1.4621   0.07196   0.06190  -0.1670   0.0137   0.0440
  12.000   1.4697   0.07402   0.06404  -0.1655   0.0136   0.0455
  12.250   1.4776   0.07605   0.06614  -0.1640   0.0135   0.0477
  12.500   1.4857   0.07807   0.06822  -0.1626   0.0133   0.0504
  12.750   1.4940   0.08008   0.07030  -0.1612   0.0131   0.0546
  14.250   1.5499   0.09059   0.08191  -0.1538   0.0120   1.0000
  14.500   1.5603   0.09222   0.08360  -0.1526   0.0119   1.0000
  14.750   1.5710   0.09380   0.08523  -0.1515   0.0118   1.0000
  15.000   1.5818   0.09534   0.08684  -0.1503   0.0117   1.0000
  15.250   1.5928   0.09686   0.08841  -0.1492   0.0117   1.0000
  15.500   1.6038   0.09836   0.09000  -0.1482   0.0116   1.0000
  15.750   1.6148   0.09985   0.09156  -0.1471   0.0115   1.0000
  16.000   1.6257   0.10135   0.09314  -0.1461   0.0114   1.0000
  16.250   1.6382   0.10261   0.09449  -0.1450   0.0114   1.0000
  16.500   1.6523   0.10367   0.09568  -0.1439   0.0112   1.0000
  16.750   1.6688   0.10445   0.09666  -0.1427   0.0109   1.0000
  17.000   1.6858   0.10531   0.09773  -0.1415   0.0104   1.0000
  17.250   1.6993   0.10669   0.09932  -0.1404   0.0100   1.0000
  17.500   1.7091   0.10853   0.10137  -0.1395   0.0098   1.0000
  17.750   1.7166   0.11070   0.10376  -0.1386   0.0097   1.0000
  18.000   1.7216   0.11322   0.10649  -0.1379   0.0095   1.0000
  18.250   1.7240   0.11606   0.10956  -0.1372   0.0094   1.0000
  18.500   1.7242   0.11921   0.11293  -0.1368   0.0093   1.0000
  18.750   1.7219   0.12269   0.11664  -0.1365   0.0092   1.0000
  19.000   1.7176   0.12646   0.12064  -0.1365   0.0091   1.0000
  19.250   1.7113   0.13055   0.12496  -0.1367   0.0090   1.0000
  19.500   1.7031   0.13497   0.12960  -0.1373   0.0089   1.0000
  19.750   1.6931   0.13977   0.13464  -0.1382   0.0089   1.0000
  20.000   1.6815   0.14489   0.13998  -0.1395   0.0088   1.0000
  20.250   1.6683   0.15047   0.14578  -0.1413   0.0087   1.0000
  20.500   1.6509   0.15708   0.15262  -0.1440   0.0087   1.0000
  20.750   1.6273   0.16542   0.16124  -0.1480   0.0086   1.0000
  21.000   1.6001   0.17512   0.17121  -0.1535   0.0085   1.0000
  21.250   1.5666   0.18747   0.18385  -0.1615   0.0084   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)