Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.48 at α=15.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-160-050-gn-50000.txt Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3769 0.18212 0.17636 -0.0123 1.0000 0.0486
-7.500 -0.3774 0.18062 0.17488 -0.0117 1.0000 0.0492
-7.250 -0.3783 0.17919 0.17347 -0.0112 1.0000 0.0498
-7.000 -0.3794 0.17791 0.17221 -0.0106 1.0000 0.0503
-6.750 -0.3005 0.17367 0.16849 -0.0176 0.9871 0.0517
-6.500 -0.2932 0.17124 0.16604 -0.0185 0.9851 0.0522
-6.250 -0.2939 0.16883 0.16363 -0.0177 0.9831 0.0527
-6.000 -0.2919 0.16703 0.16184 -0.0179 0.9796 0.0532
-5.750 -0.2882 0.16571 0.16050 -0.0186 0.9765 0.0539
-5.500 -0.3823 0.17061 0.16502 -0.0091 0.9963 0.0519
-5.250 -0.3766 0.16834 0.16273 -0.0098 0.9942 0.0525
-5.000 -0.3758 0.16648 0.16088 -0.0095 0.9918 0.0530
-4.750 -0.3728 0.16503 0.15944 -0.0099 0.9885 0.0536
-4.500 -0.3679 0.16410 0.15850 -0.0109 0.9855 0.0544
-4.250 -0.3684 0.16245 0.15686 -0.0105 0.9833 0.0551
-4.000 -0.3648 0.16086 0.15528 -0.0112 0.9793 0.0559
-3.750 -0.3563 0.16000 0.15440 -0.0135 0.9757 0.0568
-3.500 -0.3494 0.15967 0.15406 -0.0156 0.9735 0.0573
-3.000 -0.3335 0.15724 0.15164 -0.0202 0.9657 0.0578
-2.750 -0.3258 0.15355 0.14793 -0.0202 0.9629 0.0583
-2.500 -0.3216 0.15111 0.14549 -0.0202 0.9610 0.0590
-2.250 -0.3182 0.14849 0.14288 -0.0201 0.9574 0.0597
-2.000 -0.3074 0.14643 0.14081 -0.0220 0.9533 0.0607
-1.750 -0.2904 0.14504 0.13939 -0.0255 0.9501 0.0620
-1.500 -0.2772 0.14372 0.13804 -0.0283 0.9479 0.0634
-1.250 -0.2616 0.14236 0.13666 -0.0321 0.9438 0.0644
-1.000 -0.2273 0.14243 0.13665 -0.0411 0.9395 0.0651
-0.750 -0.2224 0.13853 0.13277 -0.0399 0.9366 0.0657
-0.500 -0.2101 0.13649 0.13070 -0.0413 0.9347 0.0667
-0.250 -0.2049 0.13349 0.12772 -0.0413 0.9312 0.0677
0.000 -0.1869 0.13144 0.12566 -0.0443 0.9268 0.0692
0.250 -0.1594 0.13018 0.12432 -0.0497 0.9233 0.0711
0.750 -0.0922 0.12888 0.12289 -0.0642 0.9182 0.0743
1.000 -0.0867 0.12552 0.11956 -0.0634 0.9137 0.0754
1.250 -0.0646 0.12367 0.11769 -0.0666 0.9099 0.0774
1.500 -0.0297 0.12316 0.11709 -0.0730 0.9073 0.0802
1.750 0.0139 0.12373 0.11756 -0.0820 0.9052 0.0832
2.000 0.0513 0.12299 0.11676 -0.0897 0.9004 0.0845
2.250 0.0601 0.11987 0.11368 -0.0892 0.8964 0.0859
2.500 0.0877 0.11888 0.11264 -0.0932 0.8933 0.0893
2.750 0.1661 0.12319 0.11675 -0.1096 0.8913 0.0955
3.000 0.1762 0.12039 0.11399 -0.1104 0.8873 0.0963
3.250 0.1858 0.11756 0.11119 -0.1100 0.8827 0.0981
3.500 0.2167 0.11716 0.11077 -0.1144 0.8792 0.1020
3.750 0.2954 0.12183 0.11525 -0.1302 0.8767 0.1091
4.000 0.2954 0.11873 0.11222 -0.1280 0.8742 0.1107
4.250 0.3111 0.11727 0.11079 -0.1292 0.8688 0.1149
4.500 0.3774 0.12100 0.11436 -0.1417 0.8642 0.1229
4.750 0.3980 0.11999 0.11340 -0.1433 0.8621 0.1267
5.000 0.4300 0.12135 0.11472 -0.1479 0.8601 0.1341
5.250 0.4565 0.12131 0.11468 -0.1520 0.8539 0.1383
5.500 0.4808 0.12121 0.11460 -0.1544 0.8498 0.1452
5.750 0.5262 0.12371 0.11705 -0.1614 0.8469 0.1558
6.000 0.5680 0.12705 0.12032 -0.1679 0.8448 0.1678
6.250 0.5704 0.12478 0.11816 -0.1665 0.8391 0.1716
6.500 0.6085 0.12691 0.12026 -0.1718 0.8343 0.1842
6.750 0.6486 0.12976 0.12309 -0.1772 0.8314 0.1993
7.000 0.6798 0.13232 0.12564 -0.1810 0.8295 0.2151
7.250 0.6816 0.13057 0.12401 -0.1797 0.8234 0.2245
7.500 0.7146 0.13280 0.12623 -0.1837 0.8185 0.2475
7.750 0.7489 0.13571 0.12917 -0.1876 0.8156 0.2769
8.000 0.7743 0.13797 0.13149 -0.1901 0.8137 0.3030
8.250 0.7805 0.13741 0.13100 -0.1898 0.8070 0.3280
8.500 0.8057 0.13910 0.13277 -0.1920 0.8025 0.3784
8.750 0.6820 0.13672 0.13155 -0.1647 0.7554 0.3811
9.000 0.7096 0.13981 0.13479 -0.1673 0.7521 0.4961
9.250 0.7442 0.14433 0.13941 -0.1713 0.7504 0.6184
9.500 0.7396 0.14203 0.13723 -0.1700 0.7424 0.6517
9.750 0.7704 0.14526 0.14046 -0.1736 0.7374 0.7105
10.000 0.8061 0.15002 0.14520 -0.1778 0.7347 0.7525
10.250 0.8052 0.14919 0.14447 -0.1773 0.7279 0.7656
10.500 0.8293 0.15180 0.14713 -0.1797 0.7217 0.7820
10.750 0.8625 0.15671 0.15206 -0.1831 0.7183 0.7856
11.000 0.8610 0.15587 0.15133 -0.1825 0.7096 0.7805
11.250 0.8848 0.15818 0.15368 -0.1845 0.6957 0.7408
11.500 0.9148 0.15998 0.15554 -0.1864 0.6729 0.6375
11.750 0.9494 0.16181 0.15743 -0.1882 0.6491 0.5175
12.000 1.2088 0.12148 0.11614 -0.1765 0.3954 0.2500
12.250 1.1989 0.12509 0.11991 -0.1752 0.3526 0.2498
12.500 1.2241 0.12134 0.11372 -0.1702 0.1335 0.2579
12.750 1.2216 0.12428 0.11657 -0.1691 0.1262 0.2621
13.000 1.2205 0.12689 0.11909 -0.1680 0.1218 0.2675
13.250 1.2263 0.12869 0.12092 -0.1669 0.1184 0.2766
13.500 1.2348 0.13003 0.12230 -0.1656 0.1153 0.2974
13.750 1.2480 0.13074 0.12305 -0.1642 0.1127 0.3371
14.000 1.2743 0.13011 0.12258 -0.1637 0.1101 1.0000
14.250 1.3133 0.12596 0.11776 -0.1604 0.1068 1.0000
14.500 1.3577 0.12165 0.11338 -0.1576 0.1036 1.0000
14.750 1.4820 0.10874 0.10016 -0.1547 0.1015 1.0000
15.000 1.6095 0.10206 0.09337 -0.1560 0.1034 1.0000
15.250 1.6846 0.10246 0.09391 -0.1576 0.1050 1.0000
15.500 1.7339 0.10524 0.09687 -0.1585 0.1059 1.0000
15.750 1.7716 0.10874 0.10061 -0.1588 0.1077 1.0000
16.000 1.7265 0.11139 0.10384 -0.1541 0.1090 1.0000
16.250 1.6809 0.11557 0.10862 -0.1505 0.1105 1.0000
16.500 1.6410 0.12075 0.11433 -0.1481 0.1122 1.0000
16.750 1.6038 0.12664 0.12069 -0.1467 0.1143 1.0000
17.000 1.5680 0.13315 0.12760 -0.1462 0.1160 1.0000
17.250 1.5342 0.14016 0.13495 -0.1465 0.1178 1.0000
17.500 1.5622 0.14429 0.13916 -0.1461 0.1224 1.0000
17.750 1.4918 0.15397 0.14927 -0.1482 0.1227 1.0000
18.000 1.2680 0.19861 0.19471 -0.1728 0.1334 1.0000
18.250 1.2863 0.20023 0.19635 -0.1712 0.1374 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)