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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=14% T=5% R=0.96 (cp-140-050-gn)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 47.91 at α=2.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-140-050-gn-500000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-140-050-gn-500000-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 =     0.500 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750   0.2987   0.10607   0.10266  -0.2139   0.9172   0.0197
 -11.500   0.3035   0.10467   0.10128  -0.2131   0.9131   0.0200
 -11.250   0.3155   0.10272   0.09931  -0.2145   0.9102   0.0207
 -11.000   0.3303   0.10036   0.09692  -0.2171   0.9079   0.0211
 -10.750   0.3465   0.09766   0.09418  -0.2202   0.9059   0.0220
 -10.500   0.3640   0.09498   0.09146  -0.2237   0.9041   0.0221
 -10.250   0.3648   0.09364   0.09014  -0.2219   0.8996   0.0221
 -10.000   0.3719   0.09173   0.08822  -0.2222   0.8957   0.0222
  -9.500   0.4012   0.08751   0.08395  -0.2262   0.8905   0.0225
  -9.250   0.4182   0.08549   0.08190  -0.2287   0.8883   0.0228
  -9.000   0.4194   0.08448   0.08092  -0.2266   0.8838   0.0232
  -8.750   0.4273   0.08294   0.07937  -0.2265   0.8797   0.0237
  -8.500   0.4393   0.08094   0.07733  -0.2279   0.8765   0.0249
  -8.250   0.4545   0.07884   0.07520  -0.2301   0.8738   0.0250
  -8.000   0.4584   0.07743   0.07380  -0.2291   0.8699   0.0250
  -7.750   0.4620   0.07616   0.07254  -0.2277   0.8654   0.0250
  -7.500   0.4699   0.07446   0.07081  -0.2281   0.8614   0.0251
  -7.250   0.4837   0.07254   0.06887  -0.2293   0.8586   0.0252
  -7.000   0.4916   0.07123   0.06756  -0.2287   0.8553   0.0254
  -6.750   0.4922   0.07039   0.06675  -0.2261   0.8507   0.0257
  -6.500   0.4993   0.06932   0.06568  -0.2252   0.8467   0.0265
  -6.250   0.5093   0.06782   0.06414  -0.2254   0.8432   0.0274
  -6.000   0.5114   0.06664   0.06297  -0.2237   0.8394   0.0278
  -5.750   0.5023   0.06610   0.06247  -0.2188   0.8340   0.0279
  -5.500   0.5057   0.06483   0.06119  -0.2176   0.8298   0.0280
  -5.250   0.5188   0.06311   0.05944  -0.2190   0.8265   0.0281
  -5.000   0.5145   0.06231   0.05867  -0.2154   0.8220   0.0281
  -4.750   0.5076   0.06160   0.05799  -0.2111   0.8169   0.0281
  -4.500   0.5165   0.06011   0.05648  -0.2112   0.8129   0.0282
  -4.250   0.5330   0.05828   0.05461  -0.2124   0.8102   0.0283
  -4.000   0.5310   0.05758   0.05396  -0.2087   0.8060   0.0286
  -3.750   0.5290   0.05691   0.05331  -0.2051   0.8014   0.0290
  -3.500   0.5399   0.05561   0.05201  -0.2049   0.7976   0.0296
  -3.250   0.5599   0.05389   0.05024  -0.2071   0.7946   0.0306
  -3.000   0.5716   0.05240   0.04875  -0.2074   0.7910   0.0311
  -2.750   0.5747   0.05129   0.04767  -0.2053   0.7863   0.0312
  -2.500   0.5919   0.04965   0.04601  -0.2067   0.7825   0.0313
  -2.250   0.6225   0.04754   0.04383  -0.2116   0.7795   0.0314
  -2.000   0.6469   0.04563   0.04189  -0.2140   0.7771   0.0316
  -1.750   0.6518   0.04473   0.04104  -0.2115   0.7730   0.0318
  -1.500   0.6661   0.04356   0.03988  -0.2113   0.7691   0.0323
  -1.250   0.6910   0.04205   0.03835  -0.2136   0.7658   0.0329
  -1.000   0.7270   0.04018   0.03642  -0.2185   0.7631   0.0343
  -0.750   0.7728   0.03804   0.03420  -0.2258   0.7610   0.0345
  -0.500   0.8147   0.03618   0.03228  -0.2321   0.7581   0.0347
  -0.250   0.8367   0.03471   0.03082  -0.2332   0.7543   0.0348
   0.000   0.8551   0.03352   0.02964  -0.2331   0.7508   0.0350
   0.250   0.8853   0.03228   0.02837  -0.2356   0.7472   0.0354
   0.500   0.9084   0.03129   0.02734  -0.2364   0.7398   0.0362
   0.750   0.9415   0.03009   0.02609  -0.2394   0.7338   0.0378
   1.000   1.0023   0.02826   0.02407  -0.2486   0.7272   0.0382
   1.250   1.0319   0.02711   0.02287  -0.2506   0.7192   0.0383
   1.500   1.0514   0.02613   0.02184  -0.2501   0.7111   0.0385
   1.750   1.0659   0.02563   0.02135  -0.2486   0.7016   0.0388
   2.000   1.0874   0.02512   0.02076  -0.2484   0.6898   0.0393
   2.250   1.1066   0.02478   0.02032  -0.2477   0.6732   0.0402
   2.750   1.1551   0.02411   0.01918  -0.2478   0.6222   0.0423
   3.250   1.1475   0.02542   0.02003  -0.2373   0.5417   0.0425
   3.500   1.1292   0.02718   0.02143  -0.2296   0.4757   0.0425
   3.750   1.0945   0.03029   0.02394  -0.2195   0.3618   0.0425
   4.000   1.0708   0.03310   0.02619  -0.2119   0.2395   0.0425
   4.250   1.0457   0.03634   0.02878  -0.2044   0.0443   0.0426
   4.500   1.0625   0.03659   0.02899  -0.2035   0.0310   0.0429
   4.750   1.0822   0.03678   0.02914  -0.2030   0.0277   0.0435
   5.000   1.1048   0.03687   0.02919  -0.2030   0.0265   0.0445
   5.750   1.1807   0.03683   0.02889  -0.2036   0.0239   0.0461
   6.000   1.2038   0.03687   0.02882  -0.2034   0.0233   0.0439
   6.250   1.2287   0.03681   0.02859  -0.2033   0.0228   0.0434
   6.500   1.2507   0.03696   0.02857  -0.2027   0.0225   0.0434
   6.750   1.2676   0.03759   0.02916  -0.2014   0.0222   0.0444
   7.000   1.2868   0.03798   0.02938  -0.2003   0.0219   0.0446
   7.250   1.3034   0.03862   0.02989  -0.1989   0.0216   0.0445
   7.500   1.3187   0.03942   0.03060  -0.1973   0.0214   0.0450
   7.750   1.3330   0.04034   0.03147  -0.1956   0.0213   0.0453
   8.000   1.3456   0.04145   0.03254  -0.1938   0.0210   0.0457
   8.250   1.3584   0.04257   0.03364  -0.1920   0.0207   0.0460
   8.500   1.3704   0.04379   0.03484  -0.1901   0.0205   0.0466
   8.750   1.3822   0.04506   0.03611  -0.1883   0.0201   0.0469
   9.000   1.3932   0.04641   0.03747  -0.1864   0.0199   0.0471
   9.250   1.4040   0.04778   0.03889  -0.1845   0.0198   0.0474
   9.500   1.4137   0.04931   0.04046  -0.1826   0.0196   0.0475
   9.750   1.4235   0.05087   0.04206  -0.1808   0.0194   0.0479
  10.000   1.4330   0.05247   0.04371  -0.1789   0.0193   0.0484
  10.250   1.4411   0.05427   0.04556  -0.1770   0.0192   0.0489
  10.500   1.4500   0.05601   0.04734  -0.1752   0.0190   0.0496
  10.750   1.4584   0.05783   0.04921  -0.1734   0.0189   0.0500
  11.000   1.4657   0.05979   0.05122  -0.1716   0.0187   0.0508
  11.250   1.4737   0.06171   0.05318  -0.1698   0.0186   0.0516
  11.500   1.4810   0.06371   0.05523  -0.1681   0.0185   0.0524
  11.750   1.4885   0.06574   0.05731  -0.1663   0.0183   0.0540
  12.000   1.4991   0.06738   0.05901  -0.1648   0.0182   0.0561
  12.250   1.5106   0.06893   0.06060  -0.1634   0.0182   0.0579
  12.500   1.5225   0.07043   0.06216  -0.1621   0.0181   0.0621
  13.000   1.5477   0.07334   0.06536  -0.1596   0.0177   0.2035
  14.000   1.6071   0.07836   0.07120  -0.1560   0.0169   1.0000
  14.250   1.6218   0.07946   0.07235  -0.1547   0.0167   1.0000
  14.500   1.6368   0.08054   0.07347  -0.1535   0.0165   1.0000
  14.750   1.6521   0.08160   0.07458  -0.1524   0.0163   1.0000
  15.000   1.6675   0.08265   0.07569  -0.1513   0.0162   1.0000
  15.250   1.6825   0.08377   0.07687  -0.1502   0.0160   1.0000
  15.500   1.6970   0.08496   0.07811  -0.1491   0.0159   1.0000
  15.750   1.7109   0.08621   0.07943  -0.1481   0.0157   1.0000
  16.000   1.7242   0.08755   0.08085  -0.1470   0.0156   1.0000
  16.250   1.7365   0.08899   0.08236  -0.1460   0.0154   1.0000
  16.500   1.7481   0.09052   0.08397  -0.1450   0.0153   1.0000
  16.750   1.7588   0.09214   0.08567  -0.1440   0.0152   1.0000
  17.000   1.7689   0.09383   0.08745  -0.1430   0.0151   1.0000
  17.250   1.7780   0.09562   0.08932  -0.1421   0.0150   1.0000
  17.500   1.7871   0.09744   0.09122  -0.1412   0.0148   1.0000
  17.750   1.7965   0.09949   0.09342  -0.1403   0.0146   1.0000
  18.000   1.7969   0.10231   0.09645  -0.1393   0.0145   1.0000
  18.250   1.7980   0.10521   0.09959  -0.1383   0.0143   1.0000
  18.500   1.7981   0.10841   0.10305  -0.1374   0.0141   1.0000
  18.750   1.7948   0.11212   0.10703  -0.1366   0.0139   1.0000
  19.000   1.7888   0.11620   0.11139  -0.1360   0.0137   1.0000
  19.250   1.7795   0.12068   0.11612  -0.1357   0.0136   1.0000
  19.500   1.7678   0.12552   0.12121  -0.1357   0.0134   1.0000
  19.750   1.7541   0.13068   0.12661  -0.1361   0.0133   1.0000
  20.000   1.7388   0.13614   0.13229  -0.1369   0.0132   1.0000
  20.250   1.7219   0.14196   0.13833  -0.1381   0.0131   1.0000
  20.500   1.7032   0.14828   0.14486  -0.1400   0.0130   1.0000
  20.750   1.6828   0.15512   0.15192  -0.1425   0.0130   1.0000
  21.000   1.6606   0.16263   0.15964  -0.1459   0.0129   1.0000
  21.250   1.6363   0.17101   0.16823  -0.1502   0.0129   1.0000
  21.500   1.6086   0.18079   0.17822  -0.1560   0.0129   1.0000
  21.750   1.5731   0.19372   0.19138  -0.1647   0.0128   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)