Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 20.14 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-160-050-gn-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 0.0034 0.15866 0.15299 -0.1180 0.8690 0.0298
-11.500 0.0083 0.15677 0.15109 -0.1182 0.8662 0.0301
-11.250 0.0166 0.15458 0.14889 -0.1194 0.8643 0.0303
-11.000 0.0265 0.15236 0.14663 -0.1212 0.8629 0.0305
-10.250 0.0226 0.14859 0.14291 -0.1166 0.8506 0.0308
-10.000 0.0311 0.14629 0.14060 -0.1176 0.8487 0.0310
-9.750 0.0412 0.14385 0.13814 -0.1190 0.8473 0.0314
-9.500 0.0528 0.14134 0.13561 -0.1208 0.8461 0.0317
-9.250 0.0289 0.14268 0.13703 -0.1133 0.8370 0.0318
-9.000 0.0346 0.14077 0.13510 -0.1136 0.8344 0.0322
-8.750 0.0429 0.13866 0.13299 -0.1145 0.8326 0.0325
-8.500 0.0532 0.13637 0.13067 -0.1159 0.8312 0.0329
-8.250 0.0338 0.13725 0.13162 -0.1098 0.8235 0.0331
-8.000 0.0351 0.13592 0.13030 -0.1090 0.8198 0.0334
-7.750 0.0417 0.13418 0.12855 -0.1096 0.8175 0.0336
-7.500 0.0498 0.13238 0.12673 -0.1106 0.8159 0.0337
-7.250 0.0335 0.13300 0.12741 -0.1056 0.8093 0.0337
-6.750 0.0342 0.13049 0.12491 -0.1036 0.8019 0.0338
-6.500 0.0431 0.12771 0.12213 -0.1041 0.8003 0.0340
-6.250 0.0523 0.12529 0.11969 -0.1048 0.7990 0.0343
-6.000 0.0219 0.12716 0.12166 -0.0965 0.7893 0.0343
-5.750 0.0249 0.12548 0.11998 -0.0959 0.7864 0.0346
-5.500 0.0304 0.12360 0.11809 -0.0959 0.7845 0.0349
-5.000 0.0057 0.12356 0.11814 -0.0880 0.7733 0.0353
-4.750 0.0112 0.12176 0.11635 -0.0881 0.7704 0.0359
-4.500 0.0214 0.11958 0.11413 -0.0893 0.7684 0.0365
-4.250 0.0347 0.11727 0.11179 -0.0912 0.7670 0.0369
-4.000 0.0076 0.11880 0.11342 -0.0844 0.7575 0.0369
-3.750 0.0168 0.11697 0.11158 -0.0855 0.7545 0.0371
-3.500 0.0324 0.11480 0.10937 -0.0882 0.7525 0.0372
-2.750 0.0418 0.11112 0.10574 -0.0874 0.7392 0.0375
-2.500 0.0550 0.10830 0.10288 -0.0885 0.7371 0.0378
-2.250 0.0735 0.10561 0.10016 -0.0908 0.7356 0.0385
-2.000 0.0703 0.10524 0.09983 -0.0891 0.7294 0.0390
-1.750 0.0777 0.10409 0.09868 -0.0897 0.7248 0.0395
-1.500 0.0988 0.10191 0.09647 -0.0929 0.7222 0.0403
-1.250 0.1274 0.09946 0.09397 -0.0977 0.7204 0.0409
-1.000 0.1660 0.09710 0.09151 -0.1049 0.7191 0.0413
-0.750 0.1785 0.09688 0.09129 -0.1071 0.7131 0.0414
-0.500 0.1928 0.09546 0.08987 -0.1088 0.7087 0.0415
-0.250 0.2078 0.09290 0.08731 -0.1096 0.7062 0.0421
0.000 0.2372 0.09058 0.08495 -0.1137 0.7045 0.0434
0.250 0.2760 0.08824 0.08253 -0.1198 0.7032 0.0446
0.500 0.3255 0.08608 0.08027 -0.1283 0.7022 0.0457
0.750 0.3889 0.08490 0.07896 -0.1404 0.7006 0.0461
1.250 0.3992 0.08325 0.07738 -0.1387 0.6892 0.0469
1.500 0.4364 0.08134 0.07542 -0.1436 0.6877 0.0485
1.750 0.4908 0.07978 0.07376 -0.1523 0.6866 0.0508
2.250 0.5846 0.07638 0.07022 -0.1659 0.6844 0.0525
2.750 0.6192 0.07712 0.07099 -0.1691 0.6723 0.0547
3.000 0.6911 0.07694 0.07065 -0.1808 0.6711 0.0578
3.250 0.7204 0.07487 0.06859 -0.1830 0.6699 0.0590
3.500 0.7632 0.07373 0.06741 -0.1880 0.6689 0.0613
3.750 0.8306 0.07400 0.06752 -0.1979 0.6681 0.0648
4.250 0.8498 0.07519 0.06883 -0.1972 0.6550 0.0666
4.500 0.8906 0.07455 0.06817 -0.2012 0.6537 0.0716
4.750 0.9464 0.07458 0.06808 -0.2082 0.6526 0.0743
5.000 0.9775 0.07338 0.06691 -0.2102 0.6517 0.0766
5.500 1.0128 0.07705 0.07058 -0.2118 0.6382 0.0835
5.750 1.0484 0.07631 0.06987 -0.2146 0.6369 0.0859
6.000 1.0908 0.07669 0.07017 -0.2181 0.6357 0.0955
6.250 1.1238 0.07579 0.06932 -0.2202 0.6346 0.0979
6.500 1.1097 0.07944 0.07309 -0.2168 0.6225 0.0987
7.000 1.1967 0.07464 0.06820 -0.2207 0.6065 0.1125
7.250 1.2433 0.07117 0.06462 -0.2220 0.5926 0.1244
7.500 1.2813 0.06861 0.06203 -0.2226 0.5805 0.1390
7.750 1.2969 0.06864 0.06210 -0.2213 0.5629 0.1442
8.000 1.3169 0.06863 0.06198 -0.2202 0.5308 0.1545
8.250 1.3379 0.06643 0.05787 -0.2168 0.3096 0.1582
8.500 1.3084 0.07245 0.06319 -0.2119 0.1792 0.1583
8.750 1.2945 0.07712 0.06729 -0.2087 0.0590 0.1586
9.000 1.3340 0.07868 0.06821 -0.2109 0.0511 0.0738
9.250 1.3443 0.08061 0.07020 -0.2098 0.0467 0.0758
9.500 1.3589 0.08237 0.07198 -0.2091 0.0445 0.0770
9.750 1.3752 0.08418 0.07370 -0.2086 0.0428 0.0755
10.000 1.3898 0.08609 0.07550 -0.2078 0.0415 0.0742
10.250 1.4011 0.08811 0.07748 -0.2067 0.0404 0.0738
10.500 1.4109 0.09024 0.07961 -0.2055 0.0395 0.0739
10.750 1.4186 0.09262 0.08200 -0.2041 0.0388 0.0742
11.000 1.4270 0.09486 0.08429 -0.2028 0.0383 0.0746
11.250 1.4349 0.09713 0.08662 -0.2015 0.0379 0.0754
11.500 1.4418 0.09950 0.08905 -0.2002 0.0375 0.0772
11.750 1.4484 0.10184 0.09145 -0.1988 0.0369 0.0803
12.000 1.4556 0.10408 0.09371 -0.1975 0.0362 0.0832
12.250 1.4632 0.10622 0.09589 -0.1962 0.0354 0.0855
12.500 1.4715 0.10819 0.09791 -0.1950 0.0345 0.0883
12.750 1.4810 0.10988 0.09959 -0.1937 0.0337 0.0924
13.000 1.4928 0.11115 0.10085 -0.1924 0.0332 0.1009
13.250 1.5082 0.11187 0.10153 -0.1911 0.0328 0.1184
13.500 1.5300 0.11182 0.10160 -0.1901 0.0323 0.2566
13.750 1.5543 0.11016 0.10007 -0.1885 0.0320 1.0000
14.000 1.5782 0.10969 0.09951 -0.1873 0.0317 1.0000
14.250 1.6040 0.10908 0.09887 -0.1861 0.0315 1.0000
14.500 1.6324 0.10826 0.09806 -0.1850 0.0313 1.0000
14.750 1.6622 0.10749 0.09732 -0.1840 0.0311 1.0000
15.000 1.6881 0.10734 0.09726 -0.1831 0.0306 1.0000
15.250 1.7107 0.10766 0.09770 -0.1822 0.0298 1.0000
15.500 1.7339 0.10805 0.09823 -0.1814 0.0291 1.0000
15.750 1.7595 0.10844 0.09877 -0.1806 0.0289 1.0000
16.000 1.7832 0.10923 0.09973 -0.1798 0.0288 1.0000
16.250 1.8038 0.11046 0.10116 -0.1790 0.0287 1.0000
16.500 1.8209 0.11213 0.10309 -0.1781 0.0286 1.0000
16.750 1.8343 0.11420 0.10541 -0.1770 0.0287 1.0000
17.000 1.8442 0.11662 0.10809 -0.1760 0.0287 1.0000
17.250 1.8506 0.11935 0.11109 -0.1748 0.0289 1.0000
17.500 1.8523 0.12240 0.11443 -0.1737 0.0290 1.0000
17.750 1.8506 0.12564 0.11794 -0.1726 0.0289 1.0000
18.000 1.8461 0.12902 0.12162 -0.1716 0.0288 1.0000
18.250 1.8397 0.13259 0.12545 -0.1708 0.0287 1.0000
18.500 1.8315 0.13629 0.12940 -0.1702 0.0285 1.0000
18.750 1.8220 0.14018 0.13354 -0.1698 0.0283 1.0000
19.000 1.8112 0.14425 0.13787 -0.1698 0.0282 1.0000
19.250 1.7993 0.14853 0.14238 -0.1700 0.0281 1.0000
19.500 1.7847 0.15331 0.14743 -0.1706 0.0281 1.0000
19.750 1.7680 0.15855 0.15293 -0.1717 0.0282 1.0000
20.000 1.7498 0.16426 0.15891 -0.1734 0.0284 1.0000
20.250 1.7305 0.17041 0.16530 -0.1757 0.0286 1.0000
20.500 1.7108 0.17699 0.17212 -0.1786 0.0289 1.0000
20.750 1.6905 0.18410 0.17946 -0.1823 0.0291 1.0000
21.000 1.6699 0.19180 0.18737 -0.1868 0.0295 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)