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=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.59 at α=7.75°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-140-050-gn-50000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.0584   0.14867   0.13998  -0.1038   0.8200   0.0173
 -11.000  -0.0558   0.14696   0.13829  -0.1034   0.8163   0.0173
 -10.250  -0.0441   0.14143   0.13275  -0.1029   0.8066   0.0177
 -10.000  -0.0439   0.14008   0.13143  -0.1018   0.8022   0.0181
  -9.750  -0.0411   0.13842   0.12978  -0.1014   0.7986   0.0186
  -9.250  -0.0322   0.13464   0.12597  -0.1013   0.7927   0.0195
  -9.000  -0.0346   0.13364   0.12501  -0.0995   0.7875   0.0196
  -8.750  -0.0335   0.13215   0.12355  -0.0986   0.7834   0.0196
  -8.500  -0.0304   0.13044   0.12184  -0.0982   0.7800   0.0197
  -8.000  -0.0288   0.12759   0.11903  -0.0961   0.7720   0.0198
  -7.750  -0.0293   0.12631   0.11777  -0.0948   0.7677   0.0199
  -7.500  -0.0273   0.12480   0.11627  -0.0941   0.7641   0.0201
  -7.000  -0.0278   0.12228   0.11378  -0.0915   0.7557   0.0210
  -6.750  -0.0299   0.12117   0.11270  -0.0899   0.7511   0.0216
  -6.500  -0.0295   0.11978   0.11133  -0.0888   0.7474   0.0218
  -6.000  -0.0352   0.11761   0.10922  -0.0852   0.7383   0.0221
  -5.750  -0.0389   0.11662   0.10827  -0.0832   0.7336   0.0222
  -5.500  -0.0405   0.11534   0.10702  -0.0816   0.7299   0.0222
  -5.250  -0.0418   0.11406   0.10575  -0.0802   0.7260   0.0223
  -5.000  -0.0464   0.11320   0.10494  -0.0781   0.7202   0.0223
  -4.750  -0.0458   0.11182   0.10356  -0.0771   0.7160   0.0223
  -4.500  -0.0421   0.11013   0.10188  -0.0768   0.7127   0.0225
  -4.250  -0.0403   0.10876   0.10053  -0.0761   0.7083   0.0229
  -4.000  -0.0404   0.10761   0.09941  -0.0750   0.7029   0.0233
  -3.750  -0.0357   0.10600   0.09782  -0.0750   0.6989   0.0240
  -3.500  -0.0278   0.10409   0.09590  -0.0755   0.6958   0.0244
  -3.250  -0.0221   0.10247   0.09428  -0.0757   0.6915   0.0247
  -3.000  -0.0176   0.10104   0.09287  -0.0757   0.6863   0.0248
  -2.750  -0.0081   0.09922   0.09103  -0.0766   0.6824   0.0248
  -2.500   0.0047   0.09716   0.08895  -0.0781   0.6794   0.0249
  -2.250   0.0181   0.09515   0.08692  -0.0797   0.6761   0.0250
  -2.000   0.0276   0.09371   0.08548  -0.0806   0.6708   0.0251
  -1.750   0.0423   0.09200   0.08377  -0.0823   0.6669   0.0257
  -1.500   0.0610   0.09005   0.08178  -0.0848   0.6639   0.0265
  -1.250   0.0831   0.08791   0.07960  -0.0879   0.6614   0.0272
  -1.000   0.1016   0.08626   0.07792  -0.0905   0.6571   0.0276
  -0.750   0.1216   0.08462   0.07625  -0.0932   0.6527   0.0276
  -0.500   0.1463   0.08274   0.07433  -0.0967   0.6494   0.0277
  -0.250   0.1745   0.08074   0.07227  -0.1007   0.6466   0.0278
   0.250   0.2315   0.07745   0.06889  -0.1087   0.6402   0.0292
   0.500   0.2601   0.07610   0.06750  -0.1127   0.6361   0.0302
   0.750   0.2925   0.07456   0.06589  -0.1172   0.6329   0.0305
   1.000   0.3276   0.07294   0.06421  -0.1220   0.6302   0.0306
   1.250   0.3647   0.07134   0.06253  -0.1271   0.6279   0.0307
   1.500   0.3995   0.07017   0.06130  -0.1317   0.6245   0.0312
   1.750   0.4300   0.06947   0.06057  -0.1355   0.6200   0.0322
   2.000   0.4651   0.06854   0.05959  -0.1399   0.6166   0.0332
   2.250   0.5023   0.06751   0.05850  -0.1444   0.6138   0.0334
   2.500   0.5406   0.06648   0.05739  -0.1490   0.6114   0.0336
   2.750   0.5760   0.06579   0.05664  -0.1529   0.6081   0.0337
   3.000   0.6080   0.06558   0.05640  -0.1565   0.6034   0.0344
   3.250   0.6407   0.06527   0.05607  -0.1597   0.5996   0.0355
   3.500   0.6754   0.06483   0.05558  -0.1631   0.5966   0.0363
   3.750   0.7115   0.06430   0.05499  -0.1665   0.5940   0.0364
   4.000   0.7413   0.06434   0.05500  -0.1690   0.5897   0.0365
   4.250   0.7697   0.06455   0.05519  -0.1712   0.5850   0.0367
   4.500   0.8019   0.06456   0.05516  -0.1738   0.5814   0.0376
   4.750   0.8343   0.06449   0.05506  -0.1761   0.5783   0.0388
   5.000   0.8651   0.06443   0.05496  -0.1779   0.5753   0.0394
   5.250   0.8872   0.06525   0.05579  -0.1789   0.5696   0.0395
   5.500   0.9136   0.06567   0.05620  -0.1801   0.5654   0.0396
   5.750   0.9418   0.06589   0.05639  -0.1814   0.5618   0.0397
   6.000   0.9716   0.06600   0.05647  -0.1826   0.5590   0.0405
   6.250   0.9932   0.06712   0.05758  -0.1833   0.5532   0.0417
   6.500   1.0179   0.06789   0.05832  -0.1840   0.5485   0.0425
   6.750   1.0438   0.06843   0.05883  -0.1847   0.5448   0.0427
   7.000   1.0681   0.06908   0.05946  -0.1850   0.5397   0.0429
   7.250   1.0838   0.07026   0.06060  -0.1843   0.5217   0.0430
   7.500   1.0993   0.07114   0.06135  -0.1832   0.4838   0.0431
   7.750   1.1059   0.07094   0.05768  -0.1778   0.0456   0.0435
   8.000   1.1198   0.07266   0.05921  -0.1771   0.0364   0.0445
   8.250   1.1357   0.07417   0.06056  -0.1764   0.0332   0.0458
   8.500   1.1521   0.07560   0.06182  -0.1757   0.0310   0.0467
   8.750   1.1668   0.07712   0.06325  -0.1749   0.0293   0.0469
   9.000   1.1801   0.07876   0.06481  -0.1739   0.0282   0.0471
   9.250   1.1929   0.08045   0.06642  -0.1728   0.0271   0.0474
   9.500   1.2053   0.08215   0.06812  -0.1718   0.0260   0.0477
   9.750   1.2170   0.08393   0.06989  -0.1707   0.0249   0.0484
  10.000   1.2279   0.08578   0.07175  -0.1696   0.0240   0.0499
  10.250   1.2384   0.08771   0.07368  -0.1684   0.0233   0.0515
  10.500   1.2482   0.08969   0.07572  -0.1673   0.0230   0.0526
  10.750   1.2575   0.09175   0.07787  -0.1662   0.0227   0.0534
  11.000   1.2664   0.09386   0.08004  -0.1651   0.0225   0.0544
  11.250   1.2750   0.09601   0.08229  -0.1640   0.0223   0.0564
  11.500   1.2833   0.09820   0.08460  -0.1630   0.0222   0.0586
  11.750   1.2913   0.10043   0.08696  -0.1620   0.0220   0.0607
  12.000   1.2992   0.10267   0.08935  -0.1610   0.0217   0.0636
  12.250   1.3071   0.10490   0.09173  -0.1600   0.0214   0.0673
  12.500   1.3152   0.10709   0.09406  -0.1591   0.0209   0.0726
  12.750   1.3235   0.10923   0.09638  -0.1582   0.0204   0.0804
  13.000   1.3321   0.11132   0.09867  -0.1574   0.0199   0.1022
  13.250   1.3390   0.11248   0.10058  -0.1568   0.0194   1.0000
  13.500   1.3481   0.11436   0.10249  -0.1559   0.0189   1.0000
  13.750   1.3576   0.11613   0.10428  -0.1550   0.0186   1.0000
  14.000   1.3678   0.11775   0.10595  -0.1540   0.0183   1.0000
  14.250   1.3791   0.11914   0.10737  -0.1530   0.0182   1.0000
  14.500   1.3920   0.12023   0.10856  -0.1519   0.0181   1.0000
  14.750   1.4066   0.12101   0.10943  -0.1506   0.0180   1.0000
  15.000   1.4231   0.12145   0.10995  -0.1493   0.0178   1.0000
  15.250   1.4422   0.12151   0.11012  -0.1478   0.0177   1.0000
  15.500   1.4641   0.12119   0.10994  -0.1462   0.0176   1.0000
  15.750   1.4884   0.12065   0.10953  -0.1446   0.0174   1.0000
  16.000   1.5117   0.12046   0.10949  -0.1432   0.0173   1.0000
  16.250   1.5325   0.12081   0.11004  -0.1420   0.0170   1.0000
  16.500   1.5494   0.12183   0.11130  -0.1410   0.0165   1.0000
  16.750   1.5619   0.12347   0.11317  -0.1403   0.0160   1.0000
  17.000   1.5710   0.12558   0.11551  -0.1398   0.0156   1.0000
  17.250   1.5773   0.12806   0.11822  -0.1395   0.0153   1.0000
  17.500   1.5811   0.13088   0.12128  -0.1394   0.0151   1.0000
  17.750   1.5831   0.13402   0.12469  -0.1395   0.0149   1.0000
  18.000   1.5827   0.13755   0.12848  -0.1398   0.0149   1.0000
  18.250   1.5799   0.14147   0.13266  -0.1405   0.0148   1.0000
  18.500   1.5749   0.14580   0.13725  -0.1415   0.0148   1.0000
  18.750   1.5677   0.15059   0.14229  -0.1430   0.0147   1.0000
  19.000   1.5585   0.15587   0.14784  -0.1451   0.0147   1.0000
  19.250   1.5473   0.16175   0.15397  -0.1477   0.0147   1.0000
  19.500   1.5343   0.16831   0.16078  -0.1512   0.0146   1.0000
  19.750   1.5193   0.17573   0.16845  -0.1555   0.0146   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)