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=500,000 Ncrit=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 37.05 at α=6.5°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-140-050-gn-500000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-500000-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 =     0.500 e 6     Ncrit =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500   0.2682   0.10941   0.10535  -0.2114   0.8397   0.0084
 -12.250   0.2768   0.10740   0.10333  -0.2121   0.8365   0.0089
 -12.000   0.2853   0.10544   0.10136  -0.2129   0.8328   0.0090
 -11.750   0.2933   0.10344   0.09932  -0.2135   0.8286   0.0094
 -11.500   0.3011   0.10140   0.09726  -0.2141   0.8254   0.0097
 -11.250   0.3098   0.09958   0.09543  -0.2147   0.8223   0.0097
 -11.000   0.3179   0.09769   0.09353  -0.2152   0.8188   0.0099
 -10.750   0.3262   0.09597   0.09179  -0.2156   0.8146   0.0100
 -10.500   0.3342   0.09425   0.09005  -0.2159   0.8108   0.0101
 -10.250   0.3423   0.09252   0.08830  -0.2162   0.8079   0.0103
 -10.000   0.3501   0.09076   0.08654  -0.2165   0.8045   0.0108
  -9.750   0.3576   0.08907   0.08484  -0.2166   0.8005   0.0111
  -9.500   0.3643   0.08736   0.08311  -0.2165   0.7962   0.0114
  -9.250   0.3710   0.08574   0.08147  -0.2163   0.7926   0.0116
  -9.000   0.3780   0.08406   0.07979  -0.2163   0.7896   0.0118
  -8.750   0.3842   0.08248   0.07821  -0.2159   0.7852   0.0120
  -8.500   0.3905   0.08107   0.07679  -0.2154   0.7810   0.0122
  -8.250   0.3962   0.07973   0.07543  -0.2147   0.7771   0.0122
  -8.000   0.4021   0.07830   0.07402  -0.2140   0.7739   0.0124
  -7.750   0.4073   0.07696   0.07268  -0.2132   0.7701   0.0125
  -7.500   0.4098   0.07562   0.07133  -0.2117   0.7653   0.0134
  -7.250   0.4100   0.07453   0.07024  -0.2094   0.7609   0.0135
  -7.000   0.4102   0.07344   0.06916  -0.2072   0.7575   0.0136
  -6.750   0.4082   0.07238   0.06812  -0.2044   0.7535   0.0139
  -6.500   0.4054   0.07157   0.06732  -0.2012   0.7487   0.0138
  -6.250   0.3985   0.07081   0.06656  -0.1972   0.7437   0.0140
  -6.000   0.3928   0.06996   0.06574  -0.1935   0.7398   0.0142
  -5.750   0.3908   0.06895   0.06476  -0.1907   0.7355   0.0143
  -5.500   0.3898   0.06802   0.06383  -0.1880   0.7309   0.0145
  -5.250   0.3896   0.06701   0.06283  -0.1856   0.7265   0.0147
  -5.000   0.3917   0.06584   0.06168  -0.1839   0.7228   0.0150
  -4.750   0.3941   0.06464   0.06049  -0.1822   0.7190   0.0153
  -4.500   0.3971   0.06340   0.05925  -0.1807   0.7144   0.0157
  -4.250   0.4005   0.06218   0.05802  -0.1792   0.7100   0.0160
  -4.000   0.4073   0.06084   0.05669  -0.1785   0.7063   0.0160
  -3.750   0.4157   0.05932   0.05517  -0.1782   0.7028   0.0163
  -3.500   0.4253   0.05781   0.05366  -0.1781   0.6987   0.0165
  -3.250   0.4342   0.05643   0.05227  -0.1778   0.6944   0.0167
  -3.000   0.4476   0.05491   0.05074  -0.1784   0.6906   0.0169
  -2.750   0.4634   0.05334   0.04917  -0.1794   0.6873   0.0172
  -2.500   0.4806   0.05175   0.04756  -0.1807   0.6837   0.0176
  -2.250   0.4981   0.05010   0.04589  -0.1821   0.6795   0.0183
  -2.000   0.5178   0.04849   0.04425  -0.1838   0.6756   0.0185
  -1.750   0.5419   0.04670   0.04243  -0.1866   0.6724   0.0189
  -1.500   0.5685   0.04488   0.04060  -0.1897   0.6695   0.0192
  -1.250   0.5957   0.04320   0.03889  -0.1927   0.6660   0.0194
  -1.000   0.6226   0.04169   0.03734  -0.1955   0.6620   0.0198
  -0.750   0.6527   0.04008   0.03569  -0.1989   0.6585   0.0206
  -0.500   0.6858   0.03841   0.03398  -0.2029   0.6555   0.0211
  -0.250   0.7194   0.03683   0.03237  -0.2068   0.6521   0.0214
   0.000   0.7545   0.03526   0.03075  -0.2110   0.6485   0.0219
   0.250   0.7894   0.03381   0.02924  -0.2149   0.6446   0.0222
   0.500   0.8230   0.03261   0.02799  -0.2182   0.6400   0.0227
   0.750   0.8556   0.03147   0.02678  -0.2213   0.6314   0.0236
   1.000   0.8826   0.03067   0.02587  -0.2230   0.6159   0.0240
   1.250   0.8972   0.03051   0.02552  -0.2221   0.5884   0.0242
   1.500   0.9115   0.03044   0.02526  -0.2211   0.5580   0.0245
   1.750   0.9010   0.03168   0.02614  -0.2152   0.4917   0.0247
   2.000   0.8786   0.03385   0.02779  -0.2074   0.3896   0.0247
   2.250   0.8517   0.03664   0.02993  -0.1992   0.2371   0.0248
   2.500   0.8468   0.03830   0.03111  -0.1952   0.0793   0.0249
   3.000   0.9018   0.03761   0.03017  -0.1983   0.0188   0.0261
   3.250   0.9321   0.03711   0.02960  -0.2001   0.0181   0.0267
   3.500   0.9617   0.03668   0.02910  -0.2017   0.0175   0.0270
   3.750   0.9910   0.03629   0.02862  -0.2032   0.0164   0.0275
   4.000   1.0199   0.03593   0.02818  -0.2045   0.0160   0.0279
   4.500   1.0733   0.03556   0.02765  -0.2059   0.0146   0.0291
   4.750   1.0991   0.03543   0.02744  -0.2063   0.0145   0.0297
   5.000   1.1246   0.03534   0.02726  -0.2067   0.0143   0.0301
   5.250   1.1499   0.03525   0.02706  -0.2068   0.0142   0.0305
   5.500   1.1759   0.03509   0.02678  -0.2071   0.0140   0.0311
   5.750   1.2011   0.03498   0.02652  -0.2070   0.0139   0.0319
   6.000   1.2270   0.03472   0.02605  -0.2070   0.0137   0.0329
   6.250   1.2550   0.03406   0.02494  -0.2072   0.0136   0.0341
   6.500   1.2739   0.03438   0.02506  -0.2060   0.0135   0.0347
   6.750   1.2897   0.03512   0.02579  -0.2044   0.0133   0.0350
   7.000   1.3055   0.03588   0.02654  -0.2029   0.0132   0.0354
   7.250   1.3207   0.03671   0.02735  -0.2012   0.0130   0.0356
   7.500   1.3354   0.03759   0.02822  -0.1996   0.0129   0.0358
   7.750   1.3501   0.03848   0.02912  -0.1979   0.0129   0.0359
   8.000   1.3646   0.03941   0.03007  -0.1962   0.0127   0.0361
   8.250   1.3781   0.04045   0.03112  -0.1945   0.0127   0.0363
   8.500   1.3913   0.04153   0.03222  -0.1927   0.0126   0.0365
   8.750   1.4047   0.04261   0.03333  -0.1910   0.0125   0.0366
   9.000   1.4176   0.04376   0.03451  -0.1893   0.0124   0.0369
   9.250   1.4298   0.04499   0.03578  -0.1876   0.0123   0.0372
   9.500   1.4420   0.04625   0.03707  -0.1858   0.0123   0.0372
   9.750   1.4542   0.04752   0.03838  -0.1841   0.0122   0.0375
  10.000   1.4653   0.04893   0.03983  -0.1824   0.0122   0.0377
  10.250   1.4764   0.05035   0.04130  -0.1806   0.0121   0.0383
  10.500   1.4880   0.05173   0.04274  -0.1790   0.0120   0.0389
  10.750   1.4985   0.05326   0.04431  -0.1773   0.0119   0.0392
  11.000   1.5097   0.05472   0.04581  -0.1758   0.0117   0.0398
  11.250   1.5203   0.05628   0.04741  -0.1742   0.0117   0.0401
  11.500   1.5307   0.05788   0.04906  -0.1726   0.0115   0.0402
  11.750   1.5404   0.05954   0.05076  -0.1710   0.0114   0.0407
  12.000   1.5498   0.06125   0.05252  -0.1694   0.0114   0.0409
  12.250   1.5586   0.06307   0.05440  -0.1679   0.0114   0.0413
  12.500   1.5671   0.06495   0.05634  -0.1663   0.0113   0.0418
  12.750   1.5760   0.06678   0.05823  -0.1648   0.0113   0.0421
  13.000   1.5838   0.06879   0.06031  -0.1633   0.0112   0.0438
  13.250   1.5920   0.07077   0.06237  -0.1619   0.0112   0.0498
  13.500   1.6013   0.07275   0.06462  -0.1608   0.0111   0.2398
  14.250   1.6304   0.07889   0.07154  -0.1584   0.0110   1.0000
  14.500   1.6372   0.08104   0.07375  -0.1570   0.0109   1.0000
  14.750   1.6441   0.08317   0.07593  -0.1557   0.0109   1.0000
  15.000   1.6512   0.08524   0.07808  -0.1544   0.0108   1.0000
  15.250   1.6581   0.08738   0.08028  -0.1532   0.0107   1.0000
  15.500   1.6650   0.08950   0.08246  -0.1520   0.0107   1.0000
  15.750   1.6724   0.09154   0.08457  -0.1509   0.0106   1.0000
  16.000   1.6800   0.09354   0.08663  -0.1497   0.0105   1.0000
  16.250   1.6874   0.09557   0.08874  -0.1487   0.0103   1.0000
  16.500   1.6951   0.09754   0.09080  -0.1476   0.0101   1.0000
  16.750   1.7033   0.09943   0.09275  -0.1466   0.0099   1.0000
  17.000   1.7118   0.10125   0.09465  -0.1456   0.0097   1.0000
  17.250   1.7204   0.10303   0.09652  -0.1447   0.0096   1.0000
  17.500   1.7288   0.10483   0.09841  -0.1438   0.0094   1.0000
  17.750   1.7371   0.10664   0.10030  -0.1429   0.0093   1.0000
  18.000   1.7455   0.10841   0.10216  -0.1421   0.0092   1.0000
  18.250   1.7539   0.11017   0.10401  -0.1413   0.0091   1.0000
  18.500   1.7621   0.11195   0.10588  -0.1405   0.0090   1.0000
  18.750   1.7700   0.11377   0.10780  -0.1398   0.0089   1.0000
  19.000   1.7771   0.11568   0.10981  -0.1392   0.0088   1.0000
  19.250   1.7835   0.11770   0.11193  -0.1387   0.0088   1.0000
  19.750   1.7965   0.12157   0.11604  -0.1375   0.0086   1.0000
  20.000   1.8022   0.12356   0.11820  -0.1370   0.0085   1.0000
  20.250   1.8066   0.12574   0.12055  -0.1365   0.0084   1.0000
  20.500   1.8088   0.12827   0.12330  -0.1361   0.0083   1.0000
  20.750   1.8075   0.13141   0.12673  -0.1359   0.0080   1.0000
  21.000   1.8014   0.13540   0.13101  -0.1361   0.0077   1.0000
  21.250   1.7924   0.13993   0.13578  -0.1368   0.0075   1.0000
  21.500   1.7810   0.14492   0.14100  -0.1380   0.0073   1.0000
  21.750   1.7666   0.15051   0.14682  -0.1397   0.0072   1.0000
  22.000   1.7500   0.15663   0.15317  -0.1420   0.0071   1.0000
  22.250   1.7294   0.16374   0.16052  -0.1452   0.0070   1.0000
  22.500   1.7061   0.17172   0.16873  -0.1493   0.0069   1.0000
  22.750   1.6780   0.18124   0.17850  -0.1549   0.0069   1.0000
  23.000   1.6362   0.19507   0.19262  -0.1643   0.0068   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)