Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 37.91 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-160-050-gn-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 0.2043 0.12577 0.12118 -0.1699 0.8699 0.0242
-11.000 0.2082 0.12407 0.11948 -0.1696 0.8668 0.0242
-10.750 0.2182 0.12186 0.11724 -0.1710 0.8652 0.0243
-10.500 0.2301 0.11922 0.11459 -0.1726 0.8641 0.0246
-10.250 0.2436 0.11674 0.11209 -0.1746 0.8632 0.0251
-10.000 0.2581 0.11420 0.10952 -0.1770 0.8623 0.0255
-9.750 0.2280 0.11608 0.11149 -0.1667 0.8520 0.0255
-9.500 0.2368 0.11403 0.10942 -0.1675 0.8501 0.0260
-9.000 0.2605 0.10935 0.10470 -0.1707 0.8477 0.0268
-8.750 0.2384 0.11044 0.10585 -0.1630 0.8394 0.0269
-8.500 0.2393 0.10916 0.10458 -0.1616 0.8356 0.0270
-8.250 0.2483 0.10715 0.10255 -0.1624 0.8338 0.0272
-8.000 0.2590 0.10503 0.10041 -0.1637 0.8325 0.0273
-7.500 0.2340 0.10541 0.10087 -0.1541 0.8199 0.0274
-7.250 0.2432 0.10294 0.09839 -0.1544 0.8183 0.0276
-7.000 0.2533 0.10086 0.09629 -0.1551 0.8169 0.0279
-6.750 0.2642 0.09876 0.09418 -0.1561 0.8158 0.0282
-6.500 0.2265 0.10123 0.09675 -0.1449 0.8043 0.0281
-6.250 0.2321 0.09954 0.09505 -0.1446 0.8022 0.0285
-6.000 0.2397 0.09768 0.09318 -0.1447 0.8007 0.0289
-5.750 0.2057 0.09983 0.09542 -0.1348 0.7905 0.0289
-5.500 0.2049 0.09866 0.09425 -0.1330 0.7872 0.0292
-5.250 0.2124 0.09670 0.09228 -0.1332 0.7855 0.0297
-5.000 0.2244 0.09444 0.08999 -0.1345 0.7842 0.0300
-4.750 0.1902 0.09662 0.09227 -0.1250 0.7729 0.0300
-4.500 0.1992 0.09465 0.09028 -0.1257 0.7706 0.0303
-4.250 0.2138 0.09245 0.08806 -0.1279 0.7690 0.0305
-4.000 0.2321 0.09002 0.08558 -0.1309 0.7679 0.0305
-3.750 0.2008 0.09207 0.08772 -0.1224 0.7562 0.0305
-3.500 0.2127 0.08956 0.08520 -0.1233 0.7544 0.0306
-3.250 0.2276 0.08699 0.08262 -0.1246 0.7531 0.0309
-3.000 0.2464 0.08441 0.08002 -0.1269 0.7521 0.0313
-2.750 0.2518 0.08331 0.07892 -0.1264 0.7479 0.0315
-2.500 0.2887 0.07953 0.07506 -0.1326 0.7497 0.0322
-1.500 0.3084 0.07738 0.07296 -0.1313 0.7252 0.0336
-1.250 0.3411 0.07519 0.07072 -0.1369 0.7234 0.0337
-1.000 0.3766 0.07262 0.06809 -0.1428 0.7222 0.0338
-0.750 0.3989 0.06994 0.06539 -0.1449 0.7211 0.0341
-0.500 0.4304 0.06747 0.06289 -0.1491 0.7203 0.0345
-0.250 0.4681 0.06506 0.06043 -0.1546 0.7197 0.0356
0.000 0.4686 0.06583 0.06123 -0.1532 0.7109 0.0363
0.250 0.5085 0.06409 0.05943 -0.1595 0.7085 0.0370
0.500 0.5653 0.06201 0.05727 -0.1694 0.7076 0.0373
0.750 0.6154 0.05974 0.05492 -0.1773 0.7068 0.0374
1.000 0.6442 0.05747 0.05265 -0.1801 0.7057 0.0378
1.250 0.6848 0.05554 0.05068 -0.1853 0.7050 0.0391
1.500 0.7379 0.05367 0.04874 -0.1932 0.7045 0.0408
1.750 0.8142 0.05217 0.04710 -0.2061 0.7044 0.0414
2.000 0.8502 0.04998 0.04489 -0.2099 0.7038 0.0417
2.250 0.8893 0.04820 0.04310 -0.2141 0.7032 0.0427
2.500 0.9435 0.04672 0.04155 -0.2214 0.7029 0.0455
2.750 1.0156 0.04541 0.04010 -0.2323 0.7027 0.0462
3.000 1.0493 0.04348 0.03818 -0.2350 0.7022 0.0469
3.250 1.0945 0.04206 0.03674 -0.2398 0.7017 0.0483
3.500 1.1654 0.04119 0.03571 -0.2497 0.7015 0.0516
4.000 1.1697 0.04271 0.03737 -0.2438 0.6875 0.0525
4.250 1.2587 0.03784 0.03230 -0.2546 0.6844 0.0561
4.500 1.2627 0.04001 0.03444 -0.2518 0.6719 0.0575
4.750 1.2877 0.03919 0.03357 -0.2522 0.6588 0.0581
5.000 1.3151 0.03803 0.03234 -0.2527 0.6443 0.0595
5.250 1.3577 0.03772 0.03179 -0.2556 0.6274 0.0651
5.500 1.3837 0.03650 0.03042 -0.2558 0.6011 0.0663
5.750 1.3928 0.03699 0.03054 -0.2530 0.5478 0.0677
6.000 1.3778 0.03948 0.03253 -0.2468 0.4764 0.0684
6.250 1.3514 0.04325 0.03587 -0.2394 0.4047 0.0686
6.500 1.3189 0.04797 0.04011 -0.2319 0.3158 0.0685
6.750 1.2923 0.05263 0.04428 -0.2257 0.2120 0.0686
7.000 1.2644 0.05777 0.04889 -0.2198 0.0596 0.0687
7.250 1.2771 0.05955 0.05054 -0.2189 0.0377 0.0715
7.500 1.3009 0.06083 0.05171 -0.2193 0.0342 0.0745
7.750 1.3138 0.06210 0.05304 -0.2184 0.0321 0.0757
8.000 1.3295 0.06335 0.05430 -0.2177 0.0310 0.0773
8.250 1.3483 0.06475 0.05566 -0.2173 0.0302 0.0855
8.500 1.3598 0.06621 0.05720 -0.2161 0.0293 0.0884
8.750 1.3758 0.06772 0.05870 -0.2155 0.0287 0.0883
9.000 1.4069 0.06869 0.05930 -0.2165 0.0282 0.0555
9.250 1.4199 0.07041 0.06099 -0.2154 0.0278 0.0550
9.500 1.4311 0.07232 0.06285 -0.2141 0.0273 0.0548
9.750 1.4400 0.07447 0.06496 -0.2127 0.0268 0.0562
10.000 1.4454 0.07713 0.06760 -0.2110 0.0262 0.0571
10.250 1.4556 0.07928 0.06973 -0.2099 0.0257 0.0572
10.500 1.4644 0.08159 0.07205 -0.2086 0.0252 0.0572
10.750 1.4716 0.08406 0.07455 -0.2073 0.0249 0.0574
11.000 1.4785 0.08652 0.07702 -0.2058 0.0246 0.0575
11.250 1.4851 0.08897 0.07951 -0.2044 0.0244 0.0579
11.500 1.4915 0.09139 0.08197 -0.2030 0.0241 0.0584
11.750 1.4985 0.09369 0.08433 -0.2015 0.0239 0.0593
12.000 1.5058 0.09592 0.08660 -0.2001 0.0236 0.0603
12.250 1.5137 0.09805 0.08878 -0.1988 0.0234 0.0616
12.500 1.5226 0.10001 0.09076 -0.1974 0.0232 0.0636
12.750 1.5327 0.10176 0.09253 -0.1961 0.0230 0.0674
13.000 1.5440 0.10329 0.09407 -0.1949 0.0228 0.0730
13.250 1.5571 0.10456 0.09535 -0.1937 0.0226 0.0812
13.500 1.5720 0.10558 0.09646 -0.1926 0.0224 0.1374
14.000 1.6033 0.10640 0.09774 -0.1902 0.0217 1.0000
14.250 1.6290 0.10550 0.09669 -0.1891 0.0212 1.0000
14.500 1.6435 0.10650 0.09780 -0.1879 0.0209 1.0000
14.750 1.6629 0.10678 0.09813 -0.1869 0.0207 1.0000
15.000 1.6846 0.10676 0.09817 -0.1858 0.0205 1.0000
15.250 1.7074 0.10667 0.09816 -0.1848 0.0203 1.0000
15.500 1.7307 0.10661 0.09820 -0.1839 0.0201 1.0000
15.750 1.7544 0.10663 0.09833 -0.1830 0.0199 1.0000
16.000 1.7773 0.10688 0.09871 -0.1822 0.0198 1.0000
16.250 1.7990 0.10740 0.09939 -0.1813 0.0196 1.0000
16.500 1.8182 0.10832 0.10050 -0.1804 0.0195 1.0000
16.750 1.8324 0.10974 0.10210 -0.1795 0.0192 1.0000
17.000 1.8425 0.11153 0.10407 -0.1785 0.0188 1.0000
17.250 1.8506 0.11351 0.10623 -0.1775 0.0185 1.0000
17.500 1.8570 0.11565 0.10857 -0.1765 0.0183 1.0000
17.750 1.8621 0.11802 0.11113 -0.1755 0.0182 1.0000
18.000 1.8649 0.12065 0.11397 -0.1746 0.0181 1.0000
18.250 1.8652 0.12355 0.11709 -0.1737 0.0180 1.0000
18.500 1.8635 0.12666 0.12042 -0.1728 0.0180 1.0000
18.750 1.8592 0.13007 0.12406 -0.1721 0.0179 1.0000
19.000 1.8530 0.13371 0.12792 -0.1716 0.0179 1.0000
19.250 1.8447 0.13759 0.13204 -0.1713 0.0179 1.0000
19.500 1.8337 0.14192 0.13662 -0.1712 0.0179 1.0000
19.750 1.8208 0.14659 0.14153 -0.1715 0.0179 1.0000
20.000 1.8060 0.15165 0.14684 -0.1721 0.0180 1.0000
20.250 1.7888 0.15720 0.15266 -0.1733 0.0180 1.0000
20.500 1.7691 0.16340 0.15911 -0.1750 0.0182 1.0000
20.750 1.7482 0.17008 0.16605 -0.1774 0.0183 1.0000
21.000 1.7264 0.17732 0.17354 -0.1805 0.0185 1.0000
21.250 1.7043 0.18499 0.18144 -0.1844 0.0186 1.0000
21.500 1.6808 0.19358 0.19024 -0.1893 0.0188 1.0000
21.750 1.6569 0.20299 0.19985 -0.1953 0.0190 1.0000
22.000 1.6314 0.21403 0.21108 -0.2030 0.0193 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)