Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 34.23 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-160-050-gn-200000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-200000-n1.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 = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 0.2570 0.12198 0.11660 -0.1949 0.8274 0.0078
-12.500 0.2605 0.12037 0.11499 -0.1943 0.8245 0.0080
-12.250 0.2653 0.11860 0.11322 -0.1941 0.8213 0.0082
-12.000 0.2718 0.11670 0.11130 -0.1944 0.8182 0.0085
-11.750 0.2791 0.11463 0.10921 -0.1950 0.8154 0.0090
-11.500 0.2839 0.11309 0.10767 -0.1946 0.8125 0.0092
-11.250 0.2851 0.11179 0.10638 -0.1932 0.8093 0.0093
-11.000 0.2877 0.11031 0.10489 -0.1922 0.8057 0.0095
-10.750 0.2926 0.10871 0.10328 -0.1918 0.8024 0.0095
-10.500 0.2991 0.10696 0.10151 -0.1919 0.7994 0.0096
-10.250 0.3007 0.10562 0.10018 -0.1905 0.7963 0.0098
-10.000 0.3005 0.10446 0.09905 -0.1886 0.7929 0.0099
-9.750 0.3016 0.10320 0.09779 -0.1871 0.7892 0.0100
-9.500 0.3046 0.10170 0.09628 -0.1862 0.7856 0.0104
-9.250 0.3093 0.10009 0.09465 -0.1857 0.7825 0.0107
-9.000 0.3061 0.09916 0.09375 -0.1830 0.7789 0.0112
-8.750 0.3043 0.09823 0.09285 -0.1806 0.7753 0.0113
-8.500 0.3044 0.09710 0.09172 -0.1788 0.7712 0.0114
-8.250 0.3073 0.09576 0.09038 -0.1777 0.7677 0.0114
-8.000 0.3055 0.09481 0.08944 -0.1753 0.7641 0.0116
-7.750 0.3004 0.09410 0.08876 -0.1721 0.7601 0.0117
-7.500 0.2977 0.09323 0.08792 -0.1695 0.7562 0.0117
-7.250 0.2975 0.09212 0.08681 -0.1676 0.7523 0.0119
-7.000 0.2945 0.09128 0.08597 -0.1649 0.7484 0.0119
-6.750 0.2862 0.09083 0.08557 -0.1610 0.7442 0.0120
-6.500 0.2801 0.09023 0.08500 -0.1576 0.7402 0.0122
-6.250 0.2750 0.08942 0.08419 -0.1546 0.7360 0.0127
-6.000 0.2663 0.08891 0.08371 -0.1507 0.7316 0.0130
-5.750 0.2547 0.08855 0.08341 -0.1462 0.7268 0.0133
-5.500 0.2508 0.08779 0.08267 -0.1435 0.7229 0.0134
-5.250 0.2516 0.08665 0.08152 -0.1419 0.7193 0.0136
-5.000 0.2500 0.08566 0.08055 -0.1398 0.7151 0.0137
-4.750 0.2462 0.08485 0.07978 -0.1372 0.7105 0.0138
-4.500 0.2470 0.08372 0.07866 -0.1357 0.7068 0.0139
-4.250 0.2517 0.08229 0.07722 -0.1351 0.7034 0.0140
-4.000 0.2561 0.08093 0.07586 -0.1345 0.6997 0.0141
-3.750 0.2572 0.07991 0.07486 -0.1330 0.6951 0.0142
-3.500 0.2631 0.07849 0.07345 -0.1327 0.6913 0.0145
-3.250 0.2725 0.07687 0.07182 -0.1332 0.6881 0.0149
-3.000 0.2861 0.07479 0.06971 -0.1348 0.6852 0.0158
-2.750 0.2946 0.07353 0.06846 -0.1349 0.6812 0.0160
-2.500 0.3063 0.07208 0.06700 -0.1357 0.6771 0.0161
-2.250 0.3222 0.07041 0.06531 -0.1374 0.6740 0.0162
-2.000 0.3416 0.06858 0.06346 -0.1398 0.6714 0.0164
-1.750 0.3650 0.06658 0.06142 -0.1430 0.6689 0.0166
-1.500 0.3857 0.06492 0.05974 -0.1455 0.6656 0.0168
-1.250 0.4084 0.06325 0.05804 -0.1485 0.6619 0.0172
-1.000 0.4374 0.06118 0.05592 -0.1529 0.6590 0.0184
-0.750 0.4679 0.05929 0.05400 -0.1573 0.6567 0.0186
-0.500 0.5014 0.05739 0.05204 -0.1621 0.6543 0.0187
-0.250 0.5384 0.05541 0.05000 -0.1675 0.6521 0.0189
0.000 0.5733 0.05374 0.04828 -0.1725 0.6493 0.0192
0.250 0.6095 0.05212 0.04662 -0.1776 0.6463 0.0196
0.500 0.6511 0.05031 0.04475 -0.1838 0.6440 0.0210
0.750 0.6933 0.04862 0.04300 -0.1899 0.6419 0.0214
1.000 0.7352 0.04710 0.04142 -0.1957 0.6392 0.0216
1.250 0.7787 0.04560 0.03985 -0.2016 0.6368 0.0219
1.500 0.8232 0.04415 0.03832 -0.2076 0.6346 0.0223
1.750 0.8649 0.04298 0.03711 -0.2130 0.6318 0.0235
2.000 0.9083 0.04181 0.03588 -0.2186 0.6294 0.0242
2.250 0.9489 0.04084 0.03487 -0.2234 0.6267 0.0244
2.500 0.9888 0.03995 0.03393 -0.2278 0.6236 0.0246
2.750 1.0293 0.03908 0.03300 -0.2322 0.6206 0.0250
3.000 1.0705 0.03822 0.03208 -0.2366 0.6181 0.0261
3.250 1.1091 0.03758 0.03140 -0.2405 0.6156 0.0271
3.500 1.1446 0.03711 0.03090 -0.2436 0.6125 0.0273
3.750 1.1788 0.03671 0.03047 -0.2463 0.6090 0.0275
4.000 1.2130 0.03622 0.02987 -0.2487 0.5989 0.0277
4.250 1.2379 0.03616 0.02955 -0.2493 0.5684 0.0280
4.500 1.2433 0.03728 0.03027 -0.2464 0.5167 0.0286
5.000 1.1891 0.04447 0.03650 -0.2314 0.3509 0.0289
5.250 1.1630 0.04865 0.04017 -0.2249 0.2421 0.0292
5.500 1.1410 0.05284 0.04386 -0.2194 0.0967 0.0292
5.750 1.1520 0.05470 0.04546 -0.2185 0.0200 0.0301
6.000 1.1769 0.05535 0.04604 -0.2195 0.0170 0.0302
6.250 1.2014 0.05602 0.04665 -0.2203 0.0159 0.0304
6.750 1.2473 0.05761 0.04815 -0.2212 0.0141 0.0308
7.000 1.2692 0.05849 0.04897 -0.2214 0.0138 0.0311
7.250 1.2933 0.05933 0.04972 -0.2220 0.0136 0.0327
7.500 1.3157 0.06028 0.05058 -0.2222 0.0134 0.0332
7.750 1.3366 0.06128 0.05150 -0.2221 0.0132 0.0333
8.000 1.3578 0.06229 0.05242 -0.2220 0.0130 0.0335
8.500 1.3956 0.06454 0.05446 -0.2211 0.0128 0.0342
8.750 1.4109 0.06589 0.05574 -0.2202 0.0127 0.0355
9.000 1.4263 0.06731 0.05707 -0.2193 0.0126 0.0361
9.250 1.4409 0.06889 0.05861 -0.2184 0.0125 0.0362
9.500 1.4538 0.07060 0.06030 -0.2173 0.0124 0.0363
9.750 1.4658 0.07237 0.06208 -0.2161 0.0124 0.0365
10.000 1.4769 0.07418 0.06390 -0.2148 0.0123 0.0366
10.250 1.4868 0.07608 0.06584 -0.2133 0.0122 0.0367
10.500 1.4960 0.07805 0.06788 -0.2119 0.0121 0.0369
10.750 1.5049 0.08007 0.06995 -0.2104 0.0121 0.0371
11.000 1.5129 0.08218 0.07212 -0.2089 0.0120 0.0373
11.250 1.5205 0.08435 0.07436 -0.2074 0.0118 0.0375
11.500 1.5280 0.08654 0.07662 -0.2060 0.0117 0.0380
11.750 1.5351 0.08879 0.07894 -0.2045 0.0114 0.0393
12.000 1.5419 0.09107 0.08129 -0.2032 0.0112 0.0406
12.250 1.5490 0.09332 0.08360 -0.2018 0.0110 0.0415
12.500 1.5555 0.09566 0.08600 -0.2005 0.0108 0.0420
12.750 1.5621 0.09798 0.08838 -0.1993 0.0106 0.0425
13.000 1.5688 0.10030 0.09076 -0.1980 0.0105 0.0440
13.250 1.5749 0.10268 0.09322 -0.1968 0.0105 0.0470
13.500 1.5813 0.10500 0.09561 -0.1957 0.0104 0.0516
13.750 1.5881 0.10727 0.09795 -0.1946 0.0103 0.0622
14.000 1.5955 0.10955 0.10043 -0.1937 0.0103 0.1876
14.250 1.6025 0.11178 0.10279 -0.1928 0.0102 0.2780
14.500 1.6096 0.11371 0.10515 -0.1918 0.0101 0.8850
14.750 1.6153 0.11546 0.10699 -0.1906 0.0101 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)