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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 21.83 at α=13.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-140-050-gn-50000.txt
Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.750  -0.3887   0.15918   0.15311  -0.0091   1.0000   0.0637
  -5.500  -0.3940   0.15856   0.15253  -0.0080   1.0000   0.0642
  -5.250  -0.4016   0.15841   0.15241  -0.0067   1.0000   0.0646
  -5.000  -0.4087   0.15852   0.15256  -0.0058   1.0000   0.0648
  -4.500  -0.4100   0.15542   0.14952  -0.0057   1.0000   0.0653
  -4.250  -0.4079   0.15124   0.14536  -0.0042   1.0000   0.0659
  -4.000  -0.4068   0.14862   0.14276  -0.0034   1.0000   0.0666
  -3.750  -0.4056   0.14646   0.14062  -0.0030   1.0000   0.0673
  -3.500  -0.4038   0.14445   0.13863  -0.0029   1.0000   0.0682
  -3.250  -0.4011   0.14252   0.13670  -0.0032   1.0000   0.0692
  -3.000  -0.3972   0.14071   0.13490  -0.0038   1.0000   0.0704
  -2.750  -0.3913   0.13912   0.13331  -0.0052   1.0000   0.0716
  -2.500  -0.3796   0.13851   0.13269  -0.0089   1.0000   0.0728
  -2.000  -0.3478   0.13445   0.12861  -0.0162   0.9958   0.0740
  -1.750  -0.3402   0.13108   0.12524  -0.0161   0.9938   0.0749
  -1.500  -0.3283   0.12852   0.12267  -0.0176   0.9908   0.0762
  -1.250  -0.3096   0.12652   0.12063  -0.0210   0.9871   0.0778
  -1.000  -0.2884   0.12500   0.11908  -0.0253   0.9845   0.0799
  -0.750  -0.2590   0.12411   0.11812  -0.0323   0.9811   0.0824
  -0.500  -0.2203   0.12336   0.11730  -0.0416   0.9770   0.0837
  -0.250  -0.2122   0.11996   0.11391  -0.0409   0.9742   0.0849
   0.000  -0.2020   0.11722   0.11118  -0.0415   0.9718   0.0863
   0.250  -0.1820   0.11510   0.10904  -0.0445   0.9676   0.0886
   0.500  -0.1493   0.11395   0.10783  -0.0507   0.9639   0.0917
   0.750  -0.0798   0.11611   0.10979  -0.0670   0.9612   0.0950
   1.000  -0.0830   0.11166   0.10541  -0.0637   0.9580   0.0960
   1.250  -0.0683   0.10913   0.10290  -0.0646   0.9536   0.0984
   1.500  -0.0358   0.10820   0.10192  -0.0699   0.9502   0.1028
   1.750   0.0397   0.11126   0.10476  -0.0864   0.9477   0.1078
   2.000   0.0387   0.10713   0.10071  -0.0837   0.9439   0.1088
   2.250   0.0558   0.10494   0.09855  -0.0848   0.9394   0.1117
   2.500   0.0944   0.10484   0.09838  -0.0911   0.9359   0.1175
   3.000   0.1534   0.10347   0.09696  -0.0999   0.9297   0.1257
   3.250   0.1882   0.10339   0.09684  -0.1052   0.9246   0.1329
   3.500   0.2348   0.10410   0.09747  -0.1130   0.9212   0.1381
   3.750   0.2678   0.10464   0.09799  -0.1172   0.9192   0.1452
   4.000   0.3001   0.10508   0.09837  -0.1225   0.9138   0.1518
   4.250   0.3160   0.10328   0.09665  -0.1230   0.9093   0.1571
   4.500   0.3617   0.10494   0.09824  -0.1301   0.9060   0.1690
   4.750   0.4117   0.10825   0.10145  -0.1378   0.9039   0.1829
   5.000   0.4099   0.10514   0.09847  -0.1352   0.8984   0.1860
   5.250   0.4473   0.10659   0.09987  -0.1403   0.8932   0.1997
   5.500   0.4856   0.10840   0.10165  -0.1452   0.8902   0.2153
   5.750   0.5176   0.10997   0.10324  -0.1488   0.8883   0.2324
   6.000   0.5273   0.10936   0.10268  -0.1487   0.8812   0.2473
   6.250   0.5530   0.10958   0.10296  -0.1509   0.8770   0.2668
   6.500   0.5885   0.11176   0.10516  -0.1549   0.8742   0.2984
   6.750   0.6060   0.11254   0.10600  -0.1558   0.8715   0.3267
   7.000   0.6191   0.11220   0.10576  -0.1559   0.8647   0.3570
   7.500   0.6692   0.11420   0.10795  -0.1589   0.8586   0.5330
   7.750   0.6958   0.11550   0.10927  -0.1609   0.8568   0.6075
   8.000   0.7035   0.11490   0.10873  -0.1604   0.8496   0.6429
   8.250   0.7358   0.11681   0.11056  -0.1636   0.8453   0.6880
   8.500   0.7754   0.12008   0.11374  -0.1681   0.8423   0.7210
   8.750   0.7853   0.12088   0.11458  -0.1682   0.8369   0.7329
   9.000   0.8133   0.12315   0.11687  -0.1709   0.8303   0.7404
   9.250   0.8437   0.12613   0.11986  -0.1738   0.8227   0.7371
   9.500   0.8727   0.12767   0.12143  -0.1758   0.8016   0.7090
   9.750   0.9163   0.13007   0.12389  -0.1788   0.7707   0.6001
  10.000   1.3124   0.07478   0.06535  -0.1720   0.2302   0.2347
  10.250   1.2899   0.08045   0.07020  -0.1687   0.1591   0.2343
  10.500   1.2871   0.08410   0.07361  -0.1667   0.1438   0.2353
  10.750   1.2884   0.08731   0.07670  -0.1650   0.1354   0.2381
  11.000   1.2916   0.09025   0.07960  -0.1634   0.1291   0.2421
  11.250   1.2942   0.09325   0.08251  -0.1618   0.1247   0.2459
  11.500   1.3015   0.09559   0.08486  -0.1602   0.1215   0.2508
  11.750   1.3118   0.09749   0.08681  -0.1587   0.1191   0.2594
  12.000   1.3251   0.09886   0.08822  -0.1570   0.1169   0.2778
  12.250   1.3444   0.09940   0.08882  -0.1553   0.1150   0.3116
  12.500   1.3715   0.09802   0.08785  -0.1535   0.1132   1.0000
  12.750   1.4264   0.09414   0.08321  -0.1509   0.1113   1.0000
  13.000   1.6701   0.08077   0.06890  -0.1590   0.1072   1.0000
  13.250   1.7929   0.08212   0.07032  -0.1670   0.1096   1.0000
  13.500   1.8036   0.08402   0.07271  -0.1642   0.1118   1.0000
  13.750   1.8236   0.08692   0.07617  -0.1625   0.1154   1.0000
  14.000   1.8638   0.09098   0.08062  -0.1632   0.1195   1.0000
  14.250   1.9175   0.09682   0.08671  -0.1662   0.1226   1.0000
  15.250   1.9186   0.11458   0.10616  -0.1545   0.1396   1.0000
  15.500   1.8736   0.11688   0.10886  -0.1482   0.1402   1.0000
  15.750   1.8271   0.12010   0.11249  -0.1430   0.1409   1.0000
  16.000   1.7796   0.12434   0.11713  -0.1392   0.1417   1.0000
  16.250   1.7302   0.12965   0.12284  -0.1369   0.1429   1.0000
  16.500   1.6790   0.13635   0.12990  -0.1365   0.1446   1.0000
  16.750   1.6229   0.14502   0.13887  -0.1385   0.1466   1.0000
  17.000   1.5745   0.15546   0.14956  -0.1427   0.1504   1.0000
  17.250   1.5489   0.16543   0.15970  -0.1472   0.1572   1.0000
  17.500   1.4675   0.19507   0.18947  -0.1672   0.1872   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)