Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 55.98 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-160-050-gn-1000000.txt Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-1000000.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 = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 0.4381 0.10704 0.10446 -0.2563 0.9162 0.0156
-13.000 0.4465 0.10513 0.10253 -0.2571 0.9134 0.0157
-12.750 0.4594 0.10274 0.10012 -0.2594 0.9109 0.0158
-12.500 0.4752 0.10015 0.09749 -0.2628 0.9087 0.0158
-12.250 0.4936 0.09735 0.09465 -0.2665 0.9068 0.0160
-12.000 0.4997 0.09601 0.09332 -0.2661 0.9039 0.0160
-11.750 0.5050 0.09473 0.09204 -0.2653 0.9006 0.0163
-11.500 0.5146 0.09324 0.09054 -0.2658 0.8976 0.0168
-11.250 0.5286 0.09124 0.08850 -0.2679 0.8950 0.0172
-11.000 0.5461 0.08883 0.08605 -0.2712 0.8926 0.0182
-10.750 0.5566 0.08705 0.08426 -0.2721 0.8898 0.0183
-10.500 0.5584 0.08571 0.08294 -0.2706 0.8862 0.0184
-10.250 0.5646 0.08416 0.08137 -0.2706 0.8827 0.0185
-10.000 0.5763 0.08214 0.07932 -0.2722 0.8797 0.0185
-9.750 0.5939 0.07988 0.07702 -0.2747 0.8772 0.0187
-9.500 0.6017 0.07867 0.07581 -0.2743 0.8743 0.0189
-9.250 0.6048 0.07758 0.07474 -0.2727 0.8708 0.0190
-9.000 0.6118 0.07638 0.07353 -0.2721 0.8674 0.0194
-8.750 0.6240 0.07480 0.07192 -0.2731 0.8643 0.0198
-8.500 0.6421 0.07287 0.06995 -0.2759 0.8614 0.0206
-8.250 0.6422 0.07183 0.06894 -0.2734 0.8580 0.0210
-8.000 0.6432 0.07069 0.06781 -0.2714 0.8542 0.0212
-7.750 0.6481 0.06944 0.06654 -0.2706 0.8505 0.0213
-7.500 0.6606 0.06795 0.06501 -0.2720 0.8470 0.0213
-7.250 0.6658 0.06628 0.06335 -0.2709 0.8439 0.0214
-7.000 0.6616 0.06557 0.06267 -0.2669 0.8402 0.0215
-6.750 0.6572 0.06496 0.06207 -0.2628 0.8362 0.0216
-6.500 0.6649 0.06389 0.06098 -0.2621 0.8327 0.0219
-6.250 0.6784 0.06257 0.05963 -0.2631 0.8294 0.0223
-6.000 0.6508 0.06299 0.06012 -0.2529 0.8247 0.0224
-5.750 0.6451 0.06236 0.05951 -0.2486 0.8207 0.0227
-5.500 0.6530 0.06111 0.05823 -0.2482 0.8172 0.0232
-5.250 0.6693 0.05947 0.05655 -0.2501 0.8139 0.0240
-5.000 0.6524 0.05926 0.05640 -0.2429 0.8097 0.0241
-4.750 0.6477 0.05856 0.05572 -0.2394 0.8054 0.0242
-4.500 0.6584 0.05724 0.05437 -0.2403 0.8018 0.0243
-4.250 0.6793 0.05497 0.05205 -0.2431 0.7987 0.0244
-4.000 0.6657 0.05454 0.05168 -0.2365 0.7948 0.0245
-3.750 0.6655 0.05367 0.05083 -0.2335 0.7911 0.0245
-3.500 0.6740 0.05261 0.04977 -0.2325 0.7879 0.0248
-3.250 0.6926 0.05115 0.04828 -0.2342 0.7849 0.0251
-3.000 0.7135 0.04965 0.04675 -0.2365 0.7818 0.0256
-2.750 0.7088 0.04899 0.04614 -0.2322 0.7779 0.0260
-2.500 0.7195 0.04776 0.04491 -0.2319 0.7744 0.0266
-2.250 0.7434 0.04609 0.04321 -0.2349 0.7713 0.0272
-2.000 0.7884 0.04392 0.04096 -0.2436 0.7687 0.0274
-1.750 0.8108 0.04179 0.03880 -0.2456 0.7659 0.0275
-1.500 0.8127 0.04094 0.03800 -0.2425 0.7624 0.0276
-1.250 0.8297 0.03978 0.03685 -0.2430 0.7594 0.0278
-1.000 0.8537 0.03852 0.03556 -0.2451 0.7564 0.0282
-0.750 0.8861 0.03703 0.03404 -0.2490 0.7538 0.0288
-0.500 0.9297 0.03524 0.03218 -0.2556 0.7513 0.0301
-0.250 0.9948 0.03324 0.03010 -0.2675 0.7490 0.0305
0.000 1.0090 0.03210 0.02898 -0.2670 0.7431 0.0306
0.250 1.0266 0.03083 0.02769 -0.2669 0.7393 0.0308
0.500 1.0552 0.02975 0.02655 -0.2692 0.7335 0.0310
0.750 1.0804 0.02893 0.02574 -0.2708 0.7303 0.0315
1.000 1.1088 0.02808 0.02488 -0.2729 0.7253 0.0322
1.250 1.1600 0.02690 0.02359 -0.2800 0.7206 0.0336
1.500 1.2169 0.02575 0.02234 -0.2884 0.7154 0.0338
1.750 1.2421 0.02465 0.02123 -0.2896 0.7092 0.0339
2.000 1.2615 0.02408 0.02060 -0.2893 0.7023 0.0341
2.250 1.2813 0.02371 0.02024 -0.2891 0.6939 0.0344
2.500 1.2978 0.02359 0.02005 -0.2880 0.6823 0.0348
2.750 1.3120 0.02362 0.01999 -0.2865 0.6661 0.0354
3.000 1.3274 0.02371 0.01997 -0.2851 0.6486 0.0365
3.250 1.3376 0.02465 0.02064 -0.2825 0.6101 0.0373
3.500 1.3221 0.02634 0.02206 -0.2752 0.5636 0.0373
3.750 1.3096 0.02814 0.02358 -0.2687 0.5137 0.0373
4.000 1.2723 0.03152 0.02649 -0.2581 0.4288 0.0373
4.250 1.2494 0.03442 0.02897 -0.2505 0.3479 0.0373
4.500 1.2193 0.03805 0.03211 -0.2422 0.2415 0.0373
4.750 1.1891 0.04206 0.03558 -0.2343 0.0857 0.0373
5.000 1.2035 0.04315 0.03647 -0.2335 0.0260 0.0374
5.250 1.2229 0.04315 0.03647 -0.2336 0.0244 0.0378
5.500 1.2431 0.04355 0.03685 -0.2334 0.0234 0.0381
5.750 1.2639 0.04408 0.03736 -0.2334 0.0226 0.0387
6.000 1.2849 0.04472 0.03798 -0.2334 0.0217 0.0397
6.250 1.3252 0.04481 0.03790 -0.2363 0.0212 0.0417
6.500 1.3412 0.04550 0.03860 -0.2354 0.0211 0.0420
6.750 1.3582 0.04626 0.03935 -0.2346 0.0209 0.0424
7.000 1.3745 0.04719 0.04028 -0.2337 0.0208 0.0431
7.250 1.3932 0.04806 0.04112 -0.2330 0.0206 0.0447
7.500 1.4236 0.04839 0.04126 -0.2340 0.0204 0.0467
7.750 1.4370 0.04951 0.04240 -0.2326 0.0203 0.0472
8.000 1.4507 0.05070 0.04360 -0.2312 0.0201 0.0480
8.250 1.4727 0.05150 0.04419 -0.2308 0.0199 0.0521
8.500 1.4841 0.05288 0.04561 -0.2291 0.0197 0.0527
8.750 1.4959 0.05427 0.04702 -0.2275 0.0195 0.0536
9.000 1.5066 0.05587 0.04861 -0.2258 0.0193 0.0555
9.250 1.5191 0.05735 0.05002 -0.2243 0.0191 0.0591
9.500 1.5289 0.05901 0.05171 -0.2226 0.0189 0.0602
9.750 1.5371 0.06092 0.05363 -0.2207 0.0188 0.0623
10.000 1.5430 0.06311 0.05582 -0.2184 0.0186 0.0650
10.250 1.5598 0.06427 0.05679 -0.2175 0.0183 0.0504
10.500 1.5679 0.06625 0.05878 -0.2157 0.0181 0.0500
10.750 1.5742 0.06847 0.06102 -0.2139 0.0179 0.0496
11.000 1.5796 0.07081 0.06340 -0.2119 0.0177 0.0497
11.250 1.5836 0.07338 0.06601 -0.2100 0.0176 0.0500
11.500 1.5895 0.07570 0.06839 -0.2082 0.0175 0.0502
11.750 1.5938 0.07823 0.07096 -0.2063 0.0174 0.0501
12.000 1.6002 0.08053 0.07330 -0.2046 0.0174 0.0500
12.250 1.6077 0.08265 0.07544 -0.2030 0.0173 0.0501
12.500 1.6178 0.08441 0.07724 -0.2015 0.0173 0.0504
12.750 1.6297 0.08588 0.07873 -0.2001 0.0172 0.0508
13.000 1.6449 0.08688 0.07974 -0.1988 0.0172 0.0522
13.250 1.6647 0.08723 0.08009 -0.1977 0.0172 0.0568
13.500 1.6896 0.08709 0.08013 -0.1971 0.0172 0.2515
13.750 1.7208 0.08603 0.07968 -0.1970 0.0171 1.0000
14.000 1.7664 0.08358 0.07716 -0.1973 0.0171 1.0000
14.250 1.8050 0.08249 0.07612 -0.1976 0.0168 1.0000
14.500 1.8113 0.08447 0.07820 -0.1959 0.0167 1.0000
17.000 1.9956 0.09860 0.09373 -0.1870 0.0159 1.0000
17.250 1.9933 0.10138 0.09668 -0.1850 0.0154 1.0000
17.500 1.9895 0.10431 0.09976 -0.1831 0.0151 1.0000
17.750 1.9848 0.10726 0.10286 -0.1814 0.0149 1.0000
18.000 1.9789 0.11031 0.10604 -0.1797 0.0147 1.0000
18.250 1.9725 0.11343 0.10929 -0.1782 0.0146 1.0000
18.500 1.9651 0.11660 0.11260 -0.1769 0.0144 1.0000
18.750 1.9571 0.11987 0.11599 -0.1757 0.0143 1.0000
19.000 1.9483 0.12329 0.11954 -0.1746 0.0143 1.0000
19.250 1.9393 0.12666 0.12302 -0.1738 0.0142 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)