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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 42.53 at α=4.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-140-050-gn-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250   0.1851   0.10960   0.10494  -0.1605   0.8808   0.0298
  -9.000   0.1947   0.10750   0.10283  -0.1615   0.8784   0.0305
  -8.750   0.2076   0.10512   0.10043  -0.1634   0.8767   0.0310
  -8.500   0.2215   0.10275   0.09803  -0.1658   0.8754   0.0313
  -8.250   0.2370   0.10031   0.09557  -0.1685   0.8744   0.0313
  -8.000   0.2109   0.10146   0.09679  -0.1594   0.8644   0.0313
  -7.750   0.2201   0.09957   0.09488  -0.1603   0.8619   0.0314
  -7.500   0.2335   0.09686   0.09216  -0.1618   0.8605   0.0316
  -7.250   0.2482   0.09441   0.08970  -0.1635   0.8593   0.0318
  -7.000   0.2253   0.09524   0.09060  -0.1555   0.8505   0.0319
  -6.750   0.2294   0.09376   0.08912  -0.1545   0.8468   0.0323
  -6.500   0.2406   0.09180   0.08716  -0.1554   0.8449   0.0331
  -6.250   0.2529   0.08970   0.08504  -0.1568   0.8434   0.0338
  -6.000   0.2210   0.09123   0.08665  -0.1467   0.8331   0.0338
  -5.750   0.2243   0.08980   0.08522  -0.1457   0.8298   0.0341
  -5.500   0.2324   0.08796   0.08336  -0.1461   0.8278   0.0344
  -5.250   0.2071   0.08892   0.08439  -0.1382   0.8186   0.0344
  -5.000   0.2098   0.08754   0.08301  -0.1373   0.8144   0.0345
  -4.750   0.2235   0.08535   0.08080  -0.1390   0.8124   0.0346
  -4.500   0.2417   0.08294   0.07836  -0.1421   0.8109   0.0347
  -4.250   0.2108   0.08439   0.07989  -0.1330   0.7996   0.0347
  -4.000   0.2245   0.08207   0.07757  -0.1345   0.7973   0.0348
  -3.750   0.2393   0.07936   0.07485  -0.1352   0.7959   0.0351
  -3.500   0.2590   0.07691   0.07237  -0.1375   0.7948   0.0356
  -3.250   0.2323   0.07809   0.07364  -0.1296   0.7836   0.0358
  -3.000   0.2494   0.07595   0.07148  -0.1315   0.7814   0.0364
  -2.750   0.2721   0.07350   0.06899  -0.1346   0.7799   0.0370
  -2.500   0.2991   0.07091   0.06637  -0.1387   0.7788   0.0376
  -2.250   0.2840   0.07147   0.06698  -0.1337   0.7687   0.0378
  -2.000   0.3103   0.06937   0.06483  -0.1378   0.7661   0.0381
  -1.750   0.3529   0.06694   0.06233  -0.1461   0.7647   0.0383
  -1.500   0.3709   0.06412   0.05951  -0.1468   0.7635   0.0385
  -1.250   0.3986   0.06164   0.05700  -0.1499   0.7626   0.0390
  -1.000   0.4339   0.05913   0.05444  -0.1548   0.7618   0.0398
  -0.750   0.4209   0.06001   0.05539  -0.1500   0.7511   0.0399
  -0.500   0.4568   0.05780   0.05314  -0.1550   0.7495   0.0408
  -0.250   0.5057   0.05541   0.05067  -0.1629   0.7486   0.0419
   0.250   0.5898   0.05063   0.04579  -0.1747   0.7470   0.0430
   0.500   0.6306   0.04855   0.04367  -0.1799   0.7463   0.0439
   0.750   0.6778   0.04648   0.04155  -0.1864   0.7458   0.0453
   1.000   0.7601   0.04461   0.03949  -0.2007   0.7457   0.0469
   1.250   0.7851   0.04225   0.03717  -0.2017   0.7450   0.0475
   1.500   0.8286   0.04042   0.03530  -0.2066   0.7445   0.0488
   1.750   0.8814   0.03865   0.03346  -0.2135   0.7441   0.0509
   2.500   0.9598   0.03722   0.03200  -0.2179   0.7306   0.0534
   2.750   1.0237   0.03493   0.02960  -0.2256   0.7291   0.0574
   3.000   1.0535   0.03486   0.02940  -0.2270   0.7181   0.0582
   3.250   1.0883   0.03224   0.02674  -0.2288   0.7062   0.0591
   3.500   1.1319   0.03039   0.02477  -0.2321   0.6945   0.0610
   3.750   1.1472   0.03052   0.02487  -0.2305   0.6821   0.0635
   4.000   1.1796   0.02970   0.02391  -0.2319   0.6668   0.0662
   4.250   1.2046   0.02891   0.02297  -0.2316   0.6408   0.0682
   4.500   1.2224   0.02874   0.02241  -0.2298   0.5887   0.0705
   4.750   1.2290   0.03017   0.02312  -0.2258   0.5154   0.0734
   5.000   1.2016   0.03278   0.02521  -0.2172   0.4297   0.0735
   5.250   1.1731   0.03607   0.02796  -0.2090   0.3311   0.0735
   5.500   1.1432   0.03993   0.03120  -0.2014   0.1946   0.0735
   5.750   1.1248   0.04309   0.03387  -0.1958   0.0520   0.0737
   6.000   1.1370   0.04367   0.03444  -0.1945   0.0416   0.0746
   6.250   1.1525   0.04428   0.03506  -0.1934   0.0382   0.0760
   6.500   1.1703   0.04491   0.03568  -0.1925   0.0363   0.0776
   6.750   1.1916   0.04562   0.03628  -0.1921   0.0349   0.0846
   7.000   1.2039   0.04653   0.03726  -0.1906   0.0338   0.0868
   7.250   1.2190   0.04749   0.03822  -0.1894   0.0329   0.0887
   7.500   1.2546   0.04710   0.03730  -0.1903   0.0325   0.0573
   7.750   1.2698   0.04808   0.03822  -0.1889   0.0320   0.0571
   8.000   1.2841   0.04923   0.03925  -0.1874   0.0314   0.0579
   8.250   1.2961   0.05056   0.04060  -0.1859   0.0309   0.0587
   8.500   1.3066   0.05203   0.04210  -0.1841   0.0305   0.0592
   8.750   1.3168   0.05358   0.04362  -0.1823   0.0301   0.0590
   9.000   1.3262   0.05526   0.04529  -0.1805   0.0298   0.0590
   9.250   1.3351   0.05705   0.04708  -0.1787   0.0295   0.0593
   9.500   1.3438   0.05897   0.04901  -0.1770   0.0292   0.0595
   9.750   1.3529   0.06091   0.05098  -0.1754   0.0289   0.0599
  10.000   1.3620   0.06289   0.05297  -0.1739   0.0287   0.0605
  10.250   1.3707   0.06490   0.05497  -0.1723   0.0283   0.0612
  10.500   1.3796   0.06686   0.05693  -0.1707   0.0279   0.0622
  10.750   1.3888   0.06874   0.05879  -0.1691   0.0274   0.0639
  11.000   1.4014   0.07024   0.06037  -0.1677   0.0270   0.0662
  11.250   1.4140   0.07171   0.06188  -0.1663   0.0268   0.0678
  11.500   1.4275   0.07307   0.06327  -0.1649   0.0265   0.0694
  11.750   1.4422   0.07429   0.06450  -0.1636   0.0263   0.0719
  12.000   1.4582   0.07536   0.06560  -0.1622   0.0261   0.0756
  12.500   1.4952   0.07704   0.06745  -0.1600   0.0256   0.1598
  12.750   1.5148   0.07717   0.06823  -0.1589   0.0254   1.0000
  13.000   1.5360   0.07773   0.06879  -0.1578   0.0252   1.0000
  13.250   1.5581   0.07826   0.06934  -0.1568   0.0250   1.0000
  13.500   1.5794   0.07891   0.07002  -0.1558   0.0246   1.0000
  13.750   1.5997   0.07969   0.07082  -0.1548   0.0241   1.0000
  14.000   1.6199   0.08051   0.07165  -0.1540   0.0236   1.0000
  14.250   1.6413   0.08129   0.07244  -0.1532   0.0233   1.0000
  14.500   1.6659   0.08198   0.07317  -0.1526   0.0230   1.0000
  14.750   1.6937   0.08269   0.07393  -0.1522   0.0228   1.0000
  15.000   1.7271   0.08355   0.07485  -0.1523   0.0226   1.0000
  15.250   1.7393   0.08550   0.07701  -0.1509   0.0224   1.0000
  15.500   1.7503   0.08764   0.07937  -0.1496   0.0223   1.0000
  15.750   1.7599   0.08997   0.08196  -0.1482   0.0222   1.0000
  16.000   1.7674   0.09253   0.08476  -0.1467   0.0222   1.0000
  16.250   1.7716   0.09535   0.08782  -0.1451   0.0221   1.0000
  16.500   1.7712   0.09846   0.09121  -0.1435   0.0219   1.0000
  16.750   1.7675   0.10180   0.09483  -0.1418   0.0217   1.0000
  17.000   1.7607   0.10545   0.09876  -0.1402   0.0215   1.0000
  17.250   1.7524   0.10926   0.10285  -0.1388   0.0213   1.0000
  17.500   1.7432   0.11320   0.10706  -0.1376   0.0211   1.0000
  17.750   1.7329   0.11737   0.11147  -0.1368   0.0211   1.0000
  18.000   1.7211   0.12176   0.11612  -0.1362   0.0210   1.0000
  18.250   1.7078   0.12638   0.12099  -0.1359   0.0210   1.0000
  18.500   1.6931   0.13128   0.12612  -0.1361   0.0210   1.0000
  18.750   1.6770   0.13649   0.13156  -0.1367   0.0210   1.0000
  19.000   1.6598   0.14202   0.13731  -0.1378   0.0210   1.0000
  19.250   1.6418   0.14791   0.14342  -0.1395   0.0211   1.0000
  19.500   1.6226   0.15427   0.14999  -0.1418   0.0211   1.0000
  19.750   1.6026   0.16113   0.15706  -0.1448   0.0212   1.0000
  20.000   1.5817   0.16860   0.16472  -0.1486   0.0213   1.0000
  20.250   1.5597   0.17688   0.17318  -0.1535   0.0214   1.0000
  20.500   1.5374   0.18602   0.18249  -0.1593   0.0215   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)