Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 39.08 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-160-050-gn-200000.txt Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.500 -0.0180 0.12906 0.12536 -0.0871 0.7910 0.0308
-5.250 -0.0172 0.12733 0.12363 -0.0858 0.7877 0.0310
-5.000 -0.0096 0.12519 0.12148 -0.0862 0.7857 0.0312
-4.750 0.0025 0.12280 0.11908 -0.0877 0.7844 0.0316
-4.500 -0.0296 0.12480 0.12116 -0.0798 0.7755 0.0316
-4.250 -0.0259 0.12317 0.11953 -0.0796 0.7720 0.0319
-4.000 -0.0124 0.12066 0.11699 -0.0814 0.7699 0.0323
-3.750 0.0044 0.11792 0.11422 -0.0839 0.7685 0.0328
-3.500 -0.0009 0.11750 0.11383 -0.0819 0.7636 0.0331
-3.250 0.0467 0.11270 0.10893 -0.0912 0.7662 0.0336
-2.500 0.0608 0.10976 0.10601 -0.0926 0.7516 0.0339
-2.250 0.0300 0.11193 0.10826 -0.0858 0.7416 0.0339
-2.000 0.0407 0.10888 0.10519 -0.0859 0.7391 0.0340
-1.750 0.0620 0.10592 0.10221 -0.0887 0.7374 0.0343
-1.500 0.0896 0.10298 0.09923 -0.0929 0.7362 0.0348
-1.250 0.1226 0.09992 0.09613 -0.0982 0.7353 0.0354
-1.000 0.0943 0.10205 0.09834 -0.0922 0.7249 0.0355
-0.750 0.1228 0.09963 0.09587 -0.0967 0.7227 0.0361
-0.500 0.1647 0.09698 0.09315 -0.1041 0.7212 0.0370
-0.250 0.2358 0.09472 0.09077 -0.1189 0.7202 0.0374
0.000 0.2543 0.09094 0.08697 -0.1196 0.7193 0.0377
0.250 0.2366 0.09264 0.08875 -0.1156 0.7095 0.0377
0.500 0.2631 0.09060 0.08669 -0.1190 0.7071 0.0381
0.750 0.3020 0.08832 0.08436 -0.1248 0.7055 0.0389
1.000 0.3489 0.08594 0.08191 -0.1322 0.7043 0.0401
1.250 0.4507 0.08497 0.08075 -0.1522 0.7037 0.0415
1.500 0.4708 0.08139 0.07718 -0.1527 0.7029 0.0417
1.750 0.5093 0.07892 0.07467 -0.1573 0.7022 0.0424
2.000 0.5585 0.07693 0.07263 -0.1643 0.7017 0.0437
2.250 0.6596 0.07732 0.07282 -0.1829 0.7009 0.0461
2.500 0.6353 0.08031 0.07589 -0.1777 0.6882 0.0461
2.750 0.6559 0.07707 0.07268 -0.1780 0.6872 0.0465
3.000 0.6953 0.07514 0.07074 -0.1822 0.6865 0.0474
3.250 0.7451 0.07376 0.06930 -0.1885 0.6859 0.0492
3.500 0.8209 0.07320 0.06861 -0.2001 0.6855 0.0517
3.750 0.8548 0.07129 0.06672 -0.2028 0.6850 0.0527
4.000 0.8282 0.07509 0.07060 -0.1975 0.6713 0.0528
4.250 0.8732 0.07403 0.06951 -0.2023 0.6704 0.0547
4.500 0.9463 0.07412 0.06944 -0.2123 0.6698 0.0578
4.750 0.9760 0.07231 0.06768 -0.2140 0.6692 0.0589
5.000 1.0178 0.07140 0.06675 -0.2176 0.6687 0.0622
5.250 1.0856 0.06920 0.06444 -0.2249 0.6678 0.0659
5.500 1.2722 0.05030 0.04523 -0.2439 0.6706 0.0764
5.750 1.3907 0.04016 0.03486 -0.2556 0.6641 0.0882
6.000 1.4394 0.03748 0.03187 -0.2579 0.6328 0.0969
6.250 1.4503 0.03711 0.03123 -0.2550 0.5842 0.0995
6.500 1.4438 0.03872 0.03227 -0.2496 0.5053 0.1022
6.750 1.4187 0.04229 0.03537 -0.2422 0.4339 0.1031
7.000 1.3847 0.04706 0.03967 -0.2343 0.3518 0.1027
7.250 1.3567 0.05182 0.04397 -0.2279 0.2622 0.1031
7.500 1.3265 0.05715 0.04877 -0.2217 0.1375 0.1031
7.750 1.3232 0.06109 0.05231 -0.2188 0.0599 0.1095
8.000 1.3337 0.06235 0.05364 -0.2176 0.0534 0.1120
8.250 1.3502 0.06405 0.05530 -0.2168 0.0510 0.1236
8.500 1.3594 0.06548 0.05686 -0.2154 0.0490 0.1283
8.750 1.3717 0.06742 0.05881 -0.2143 0.0476 0.1396
9.000 1.3798 0.06938 0.06088 -0.2128 0.0464 0.1465
9.250 1.3911 0.07127 0.06282 -0.2117 0.0455 0.1572
9.500 1.4009 0.07334 0.06494 -0.2104 0.0444 0.1708
9.750 1.4085 0.07564 0.06730 -0.2090 0.0438 0.1856
10.000 1.4146 0.07810 0.06982 -0.2075 0.0433 0.2011
10.250 1.4202 0.08059 0.07239 -0.2059 0.0429 0.2178
10.500 1.4256 0.08310 0.07497 -0.2044 0.0426 0.2365
10.750 1.4315 0.08550 0.07742 -0.2029 0.0423 0.2672
11.000 1.4527 0.08777 0.07936 -0.2026 0.0420 0.1551
11.250 1.4555 0.09006 0.08181 -0.2007 0.0419 0.2114
11.500 1.4618 0.09188 0.08379 -0.1992 0.0418 0.2849
11.750 1.4945 0.09369 0.08483 -0.1995 0.0416 0.0933
12.000 1.5088 0.09501 0.08610 -0.1982 0.0416 0.0928
12.250 1.5258 0.09583 0.08689 -0.1967 0.0418 0.0934
12.500 1.5456 0.09620 0.08723 -0.1953 0.0419 0.0955
12.750 1.5685 0.09624 0.08727 -0.1942 0.0416 0.1031
13.000 1.5958 0.09578 0.08676 -0.1933 0.0411 0.1197
13.250 1.6301 0.09414 0.08569 -0.1925 0.0421 1.0000
13.500 1.6964 0.08997 0.08138 -0.1929 0.0446 1.0000
15.000 2.0478 0.10803 0.10133 -0.1999 0.0670 1.0000
15.250 2.0075 0.10967 0.10329 -0.1921 0.0669 1.0000
15.500 1.9558 0.11076 0.10476 -0.1836 0.0669 1.0000
15.750 1.9113 0.11243 0.10677 -0.1768 0.0668 1.0000
16.000 1.8653 0.11414 0.10881 -0.1706 0.0666 1.0000
16.250 1.8227 0.11635 0.11133 -0.1655 0.0665 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)