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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 17.04 at α=14.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-140-050-gn-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.1633   0.16067   0.15325  -0.0731   0.9153   0.0479
  -9.000  -0.1617   0.15892   0.15153  -0.0725   0.9113   0.0484
  -8.750  -0.1563   0.15696   0.14956  -0.0729   0.9083   0.0489
  -8.500  -0.1481   0.15488   0.14745  -0.0742   0.9058   0.0497
  -8.250  -0.1420   0.15308   0.14564  -0.0749   0.9029   0.0505
  -8.000  -0.1481   0.15225   0.14487  -0.0725   0.8976   0.0509
  -7.750  -0.1461   0.15105   0.14368  -0.0725   0.8939   0.0515
  -7.500  -0.1411   0.14990   0.14252  -0.0734   0.8909   0.0518
  -7.250  -0.1335   0.14867   0.14127  -0.0751   0.8885   0.0520
  -6.750  -0.1420   0.14555   0.13825  -0.0706   0.8787   0.0524
  -6.500  -0.1351   0.14303   0.13573  -0.0709   0.8759   0.0529
  -6.250  -0.1266   0.14074   0.13342  -0.0718   0.8736   0.0536
  -6.000  -0.1368   0.14008   0.13281  -0.0684   0.8681   0.0539
  -5.750  -0.1387   0.13883   0.13159  -0.0669   0.8637   0.0544
  -5.500  -0.1358   0.13730   0.13007  -0.0667   0.8603   0.0553
  -5.250  -0.1302   0.13577   0.12853  -0.0673   0.8577   0.0563
  -5.000  -0.1433   0.13550   0.12833  -0.0636   0.8518   0.0568
  -4.750  -0.1427   0.13448   0.12733  -0.0633   0.8472   0.0574
  -4.500  -0.1347   0.13332   0.12616  -0.0651   0.8438   0.0578
  -4.250  -0.1258   0.13236   0.12518  -0.0674   0.8405   0.0580
  -4.000  -0.1330   0.13126   0.12416  -0.0649   0.8349   0.0582
  -3.750  -0.1286   0.12814   0.12104  -0.0638   0.8313   0.0586
  -3.500  -0.1182   0.12543   0.11832  -0.0645   0.8282   0.0594
  -3.250  -0.1030   0.12290   0.11576  -0.0666   0.8258   0.0604
  -3.000  -0.1099   0.12202   0.11494  -0.0642   0.8202   0.0609
  -2.750  -0.1024   0.12033   0.11325  -0.0649   0.8158   0.0620
  -2.500  -0.0852   0.11842   0.11130  -0.0679   0.8125   0.0636
  -2.250  -0.0506   0.11736   0.11014  -0.0762   0.8097   0.0649
  -2.000  -0.0477   0.11656   0.10938  -0.0764   0.8042   0.0652
  -1.750  -0.0454   0.11346   0.10631  -0.0744   0.8003   0.0657
  -1.500  -0.0315   0.11082   0.10366  -0.0754   0.7971   0.0667
  -1.250  -0.0090   0.10834   0.10114  -0.0785   0.7946   0.0681
  -1.000   0.0056   0.10672   0.09950  -0.0804   0.7904   0.0696
  -0.750   0.0202   0.10548   0.09824  -0.0825   0.7858   0.0711
  -0.250   0.0856   0.10178   0.09442  -0.0940   0.7795   0.0743
   0.000   0.1103   0.09903   0.09164  -0.0966   0.7773   0.0763
   0.250   0.1192   0.09811   0.09073  -0.0970   0.7718   0.0779
   0.500   0.1472   0.09684   0.08942  -0.1013   0.7679   0.0805
   1.000   0.2319   0.09360   0.08600  -0.1152   0.7624   0.0846
   1.250   0.2600   0.09142   0.08379  -0.1180   0.7601   0.0880
   1.500   0.2724   0.09126   0.08365  -0.1191   0.7539   0.0911
   1.750   0.3380   0.09203   0.08424  -0.1314   0.7502   0.0950
   2.000   0.3543   0.08912   0.08137  -0.1314   0.7475   0.0967
   2.250   0.3897   0.08746   0.07968  -0.1353   0.7453   0.1008
   2.500   0.4424   0.08932   0.08136  -0.1445   0.7402   0.1072
   2.750   0.4532   0.08748   0.07962  -0.1440   0.7357   0.1089
   3.000   0.4780   0.08614   0.07830  -0.1457   0.7324   0.1140
   3.250   0.5403   0.08683   0.07882  -0.1553   0.7298   0.1218
   3.500   0.5680   0.08469   0.07672  -0.1570   0.7279   0.1261
   3.750   0.5760   0.08543   0.07751  -0.1566   0.7209   0.1304
   4.000   0.6184   0.08604   0.07804  -0.1621   0.7169   0.1373
   4.250   0.6480   0.08511   0.07713  -0.1642   0.7140   0.1465
   4.500   0.6893   0.08464   0.07665  -0.1684   0.7118   0.1572
   5.000   0.7281   0.08597   0.07804  -0.1706   0.7009   0.1727
   5.250   0.7651   0.08616   0.07821  -0.1739   0.6977   0.1857
   5.750   0.8145   0.08763   0.07972  -0.1769   0.6887   0.2157
   6.000   0.8342   0.08786   0.08004  -0.1774   0.6840   0.2342
   6.250   0.8644   0.08802   0.08026  -0.1791   0.6807   0.2661
   6.500   0.8965   0.08777   0.08008  -0.1808   0.6784   0.3024
   7.250   0.9819   0.09168   0.08378  -0.1860   0.6632   0.1766
   7.500   1.0133   0.09250   0.08442  -0.1875   0.6562   0.1321
   8.250   1.1694   0.07900   0.07018  -0.1875   0.5850   0.1072
   8.500   1.2021   0.07568   0.06680  -0.1855   0.5578   0.1093
   8.750   1.2030   0.07737   0.06856  -0.1827   0.5314   0.1105
   9.000   1.2073   0.07872   0.06993  -0.1800   0.4940   0.1116
   9.500   1.2233   0.07932   0.06711  -0.1719   0.0887   0.1120
   9.750   1.2292   0.08191   0.06955  -0.1704   0.0812   0.1124
  10.000   1.2377   0.08419   0.07177  -0.1691   0.0771   0.1132
  10.250   1.2457   0.08652   0.07409  -0.1677   0.0739   0.1143
  10.500   1.2530   0.08892   0.07650  -0.1664   0.0716   0.1168
  10.750   1.2589   0.09151   0.07906  -0.1651   0.0695   0.1201
  11.000   1.2642   0.09413   0.08172  -0.1638   0.0677   0.1236
  11.250   1.2718   0.09644   0.08414  -0.1626   0.0658   0.1279
  11.500   1.2794   0.09875   0.08651  -0.1614   0.0640   0.1318
  11.750   1.2871   0.10101   0.08883  -0.1602   0.0622   0.1368
  12.000   1.2951   0.10317   0.09109  -0.1590   0.0606   0.1461
  12.250   1.3045   0.10507   0.09307  -0.1578   0.0595   0.1580
  12.500   1.3164   0.10654   0.09462  -0.1565   0.0586   0.1775
  12.750   1.3335   0.10726   0.09556  -0.1552   0.0577   0.2411
  13.000   1.3529   0.10628   0.09473  -0.1532   0.0571   1.0000
  13.250   1.3821   0.10510   0.09344  -0.1512   0.0564   1.0000
  13.500   1.4289   0.10183   0.09006  -0.1490   0.0556   1.0000
  13.750   1.4938   0.09754   0.08567  -0.1476   0.0546   1.0000
  14.000   1.5472   0.09573   0.08385  -0.1470   0.0530   1.0000
  14.250   1.5911   0.09548   0.08362  -0.1468   0.0513   1.0000
  14.500   1.6320   0.09613   0.08439  -0.1468   0.0505   1.0000
  14.750   1.6652   0.09770   0.08615  -0.1465   0.0503   1.0000
  15.000   1.6907   0.09990   0.08860  -0.1458   0.0502   1.0000
  15.250   1.7087   0.10256   0.09156  -0.1449   0.0502   1.0000
  15.500   1.7198   0.10554   0.09486  -0.1436   0.0503   1.0000
  15.750   1.7245   0.10878   0.09843  -0.1421   0.0505   1.0000
  16.000   1.7246   0.11216   0.10213  -0.1405   0.0505   1.0000
  16.250   1.7212   0.11567   0.10594  -0.1390   0.0505   1.0000
  16.500   1.7152   0.11928   0.10985  -0.1376   0.0503   1.0000
  16.750   1.7071   0.12304   0.11389  -0.1365   0.0502   1.0000
  17.000   1.6966   0.12699   0.11815  -0.1355   0.0501   1.0000
  17.250   1.6847   0.13110   0.12254  -0.1349   0.0499   1.0000
  17.500   1.6699   0.13551   0.12724  -0.1347   0.0499   1.0000
  17.750   1.6538   0.14020   0.13220  -0.1349   0.0499   1.0000
  18.000   1.6343   0.14542   0.13772  -0.1358   0.0501   1.0000
  18.250   1.6132   0.15113   0.14371  -0.1373   0.0503   1.0000
  18.500   1.5894   0.15761   0.15045  -0.1399   0.0506   1.0000
  18.750   1.5629   0.16511   0.15823  -0.1436   0.0511   1.0000
  19.000   1.5348   0.17381   0.16717  -0.1488   0.0518   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)