Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.07 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-160-050-gn-50000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.0371 0.16044 0.15211 -0.1054 0.7921 0.0137
-11.750 -0.0352 0.15887 0.15054 -0.1049 0.7886 0.0137
-11.000 -0.0267 0.15384 0.14552 -0.1040 0.7797 0.0148
-10.750 -0.0279 0.15273 0.14443 -0.1026 0.7752 0.0152
-10.500 -0.0262 0.15117 0.14287 -0.1020 0.7718 0.0155
-10.250 -0.0230 0.14937 0.14107 -0.1018 0.7691 0.0158
-9.750 -0.0219 0.14661 0.13833 -0.0999 0.7618 0.0159
-9.500 -0.0225 0.14536 0.13711 -0.0987 0.7576 0.0159
-9.250 -0.0206 0.14382 0.13557 -0.0981 0.7544 0.0159
-9.000 -0.0174 0.14207 0.13381 -0.0978 0.7518 0.0160
-8.750 -0.0170 0.14073 0.13248 -0.0968 0.7484 0.0160
-8.500 -0.0204 0.13988 0.13167 -0.0949 0.7434 0.0162
-8.250 -0.0202 0.13861 0.13040 -0.0938 0.7396 0.0165
-8.000 -0.0182 0.13710 0.12890 -0.0932 0.7366 0.0172
-7.500 -0.0209 0.13486 0.12670 -0.0904 0.7289 0.0179
-7.250 -0.0231 0.13378 0.12565 -0.0888 0.7244 0.0182
-7.000 -0.0228 0.13240 0.12428 -0.0878 0.7210 0.0183
-6.500 -0.0264 0.13014 0.12206 -0.0848 0.7137 0.0183
-6.250 -0.0310 0.12931 0.12127 -0.0828 0.7090 0.0184
-6.000 -0.0330 0.12814 0.12012 -0.0812 0.7052 0.0184
-5.500 -0.0398 0.12611 0.11811 -0.0776 0.6978 0.0185
-5.250 -0.0458 0.12544 0.11750 -0.0753 0.6929 0.0187
-5.000 -0.0465 0.12422 0.11630 -0.0741 0.6891 0.0190
-4.500 -0.0449 0.12155 0.11365 -0.0724 0.6820 0.0201
-4.250 -0.0467 0.12055 0.11269 -0.0711 0.6773 0.0204
-4.000 -0.0446 0.11909 0.11124 -0.0707 0.6732 0.0207
-3.750 -0.0394 0.11730 0.10943 -0.0708 0.6701 0.0208
-3.500 -0.0343 0.11559 0.10772 -0.0709 0.6669 0.0209
-3.250 -0.0333 0.11448 0.10664 -0.0704 0.6621 0.0209
-3.000 -0.0280 0.11291 0.10507 -0.0706 0.6582 0.0210
-2.750 -0.0192 0.11106 0.10321 -0.0715 0.6548 0.0210
-2.250 -0.0005 0.10759 0.09972 -0.0736 0.6477 0.0214
-2.000 0.0087 0.10620 0.09834 -0.0745 0.6437 0.0221
-1.750 0.0219 0.10446 0.09656 -0.0762 0.6402 0.0227
-1.500 0.0386 0.10245 0.09452 -0.0786 0.6372 0.0233
-1.000 0.0714 0.09893 0.09095 -0.0834 0.6303 0.0236
-0.750 0.0893 0.09730 0.08929 -0.0860 0.6266 0.0236
-0.500 0.1110 0.09545 0.08740 -0.0893 0.6234 0.0237
-0.250 0.1365 0.09344 0.08533 -0.0932 0.6206 0.0238
0.250 0.1874 0.09027 0.08207 -0.1009 0.6143 0.0254
0.500 0.2136 0.08893 0.08069 -0.1050 0.6106 0.0262
0.750 0.2435 0.08738 0.07908 -0.1096 0.6074 0.0263
1.000 0.2767 0.08575 0.07738 -0.1147 0.6047 0.0264
1.250 0.3129 0.08408 0.07563 -0.1202 0.6024 0.0266
1.500 0.3470 0.08286 0.07433 -0.1253 0.5994 0.0269
1.750 0.3779 0.08217 0.07361 -0.1299 0.5954 0.0278
2.000 0.4118 0.08134 0.07273 -0.1348 0.5920 0.0289
2.250 0.4490 0.08037 0.07170 -0.1402 0.5890 0.0292
2.500 0.4885 0.07937 0.07061 -0.1458 0.5865 0.0293
2.750 0.5295 0.07840 0.06956 -0.1515 0.5844 0.0295
3.000 0.5611 0.07841 0.06954 -0.1558 0.5800 0.0298
3.250 0.5963 0.07832 0.06941 -0.1605 0.5761 0.0309
3.500 0.6322 0.07812 0.06917 -0.1650 0.5728 0.0319
3.750 0.6707 0.07779 0.06878 -0.1698 0.5700 0.0321
4.000 0.7101 0.07746 0.06839 -0.1745 0.5678 0.0322
4.250 0.7400 0.07802 0.06893 -0.1779 0.5634 0.0323
4.500 0.7719 0.07853 0.06942 -0.1815 0.5591 0.0328
4.750 0.8072 0.07889 0.06973 -0.1854 0.5555 0.0341
5.000 0.8408 0.07911 0.06993 -0.1886 0.5527 0.0349
5.250 0.8764 0.07926 0.07003 -0.1921 0.5504 0.0350
5.500 0.8997 0.08055 0.07133 -0.1940 0.5450 0.0351
5.750 0.9277 0.08140 0.07218 -0.1963 0.5406 0.0352
6.000 0.9583 0.08204 0.07280 -0.1988 0.5372 0.0356
6.250 0.9915 0.08259 0.07331 -0.2014 0.5346 0.0369
6.500 1.0166 0.08377 0.07450 -0.2031 0.5304 0.0378
6.750 1.0388 0.08516 0.07592 -0.2043 0.5252 0.0379
7.000 1.0653 0.08617 0.07692 -0.2058 0.5213 0.0380
7.250 1.0934 0.08699 0.07773 -0.2073 0.5184 0.0381
7.500 1.1186 0.08811 0.07883 -0.2085 0.5149 0.0383
7.750 1.1367 0.08999 0.08076 -0.2091 0.5090 0.0390
8.000 1.1606 0.09131 0.08205 -0.2100 0.5048 0.0404
8.250 1.1869 0.09236 0.08305 -0.2110 0.5017 0.0412
8.500 1.2101 0.09357 0.08422 -0.2115 0.4982 0.0413
8.750 1.2231 0.09576 0.08641 -0.2112 0.4869 0.0414
9.000 1.2351 0.09758 0.08821 -0.2105 0.4631 0.0415
9.250 1.2503 0.09569 0.08305 -0.2058 0.0553 0.0417
9.500 1.2558 0.09870 0.08577 -0.2049 0.0329 0.0418
9.750 1.2692 0.10068 0.08766 -0.2044 0.0293 0.0425
10.000 1.2823 0.10266 0.08955 -0.2038 0.0269 0.0437
10.250 1.2955 0.10463 0.09138 -0.2032 0.0254 0.0450
10.500 1.3082 0.10657 0.09324 -0.2025 0.0239 0.0458
10.750 1.3197 0.10856 0.09516 -0.2018 0.0227 0.0461
11.000 1.3301 0.11059 0.09719 -0.2009 0.0219 0.0464
11.250 1.3399 0.11267 0.09928 -0.2001 0.0215 0.0469
11.500 1.3492 0.11479 0.10141 -0.1992 0.0212 0.0483
11.750 1.3586 0.11689 0.10355 -0.1984 0.0207 0.0503
12.000 1.3676 0.11902 0.10578 -0.1976 0.0201 0.0518
12.250 1.3761 0.12120 0.10805 -0.1968 0.0194 0.0529
12.500 1.3843 0.12340 0.11034 -0.1960 0.0187 0.0549
12.750 1.3923 0.12562 0.11266 -0.1953 0.0181 0.0578
13.000 1.3999 0.12787 0.11503 -0.1947 0.0176 0.0606
13.250 1.4074 0.13012 0.11740 -0.1941 0.0172 0.0647
13.500 1.4149 0.13238 0.11979 -0.1935 0.0169 0.0703
13.750 1.4222 0.13464 0.12221 -0.1930 0.0167 0.0794
14.000 1.4297 0.13686 0.12465 -0.1925 0.0166 0.1022
14.250 1.4376 0.13906 0.12720 -0.1922 0.0165 0.1929
14.500 1.4442 0.14009 0.12865 -0.1918 0.0164 1.0000
14.750 1.4520 0.14202 0.13066 -0.1912 0.0163 1.0000
15.000 1.4602 0.14382 0.13251 -0.1906 0.0162 1.0000
15.250 1.4691 0.14543 0.13420 -0.1900 0.0161 1.0000
15.500 1.4789 0.14683 0.13567 -0.1892 0.0160 1.0000
15.750 1.4897 0.14798 0.13690 -0.1884 0.0159 1.0000
16.000 1.5019 0.14881 0.13784 -0.1875 0.0157 1.0000
16.250 1.5157 0.14930 0.13842 -0.1864 0.0156 1.0000
16.500 1.5311 0.14944 0.13866 -0.1852 0.0153 1.0000
16.750 1.5481 0.14931 0.13863 -0.1839 0.0148 1.0000
17.000 1.5658 0.14908 0.13852 -0.1827 0.0143 1.0000
17.250 1.5833 0.14891 0.13849 -0.1815 0.0138 1.0000
17.500 1.6007 0.14879 0.13849 -0.1804 0.0135 1.0000
17.750 1.6215 0.14815 0.13800 -0.1790 0.0132 1.0000
18.000 1.6420 0.14772 0.13778 -0.1777 0.0131 1.0000
18.250 1.6593 0.14798 0.13829 -0.1767 0.0129 1.0000
18.500 1.6731 0.14892 0.13947 -0.1760 0.0129 1.0000
18.750 1.6833 0.15054 0.14135 -0.1756 0.0128 1.0000
19.000 1.6900 0.15276 0.14384 -0.1755 0.0127 1.0000
19.250 1.6934 0.15553 0.14689 -0.1757 0.0126 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)