Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.14 at α=16.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-160-050-gn-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.1493 0.18196 0.17485 -0.0781 0.9012 0.0385
-11.000 -0.1478 0.18033 0.17322 -0.0777 0.8980 0.0388
-10.750 -0.1421 0.17840 0.17128 -0.0784 0.8953 0.0392
-10.500 -0.1335 0.17623 0.16909 -0.0799 0.8930 0.0396
-10.250 -0.1259 0.17420 0.16703 -0.0811 0.8906 0.0401
-10.000 -0.1346 0.17358 0.16647 -0.0779 0.8856 0.0403
-9.750 -0.1334 0.17222 0.16512 -0.0775 0.8824 0.0407
-9.500 -0.1282 0.17073 0.16361 -0.0782 0.8796 0.0411
-9.250 -0.1201 0.16924 0.16209 -0.0798 0.8773 0.0413
-8.750 -0.1274 0.16739 0.16033 -0.0765 0.8690 0.0415
-8.500 -0.1238 0.16490 0.15783 -0.0762 0.8661 0.0418
-8.250 -0.1173 0.16260 0.15553 -0.0767 0.8636 0.0422
-8.000 -0.1078 0.16031 0.15320 -0.0781 0.8615 0.0427
-7.750 -0.1174 0.15967 0.15263 -0.0748 0.8563 0.0429
-7.500 -0.1191 0.15845 0.15143 -0.0735 0.8525 0.0433
-7.250 -0.1160 0.15686 0.14983 -0.0734 0.8495 0.0437
-7.000 -0.1095 0.15510 0.14806 -0.0741 0.8471 0.0443
-6.750 -0.1103 0.15396 0.14692 -0.0732 0.8436 0.0448
-6.500 -0.1195 0.15349 0.14651 -0.0702 0.8385 0.0452
-6.250 -0.1204 0.15263 0.14567 -0.0694 0.8350 0.0456
-6.000 -0.1188 0.15176 0.14480 -0.0693 0.8322 0.0459
-5.750 -0.1147 0.15090 0.14392 -0.0699 0.8299 0.0460
-5.250 -0.1350 0.14967 0.14283 -0.0637 0.8198 0.0462
-5.000 -0.1291 0.14690 0.14003 -0.0636 0.8172 0.0466
-4.750 -0.1209 0.14452 0.13764 -0.0644 0.8150 0.0470
-4.500 -0.1299 0.14369 0.13686 -0.0614 0.8101 0.0473
-4.250 -0.1316 0.14236 0.13556 -0.0602 0.8057 0.0477
-4.000 -0.1260 0.14055 0.13375 -0.0606 0.8023 0.0483
-3.750 -0.1167 0.13860 0.13178 -0.0619 0.8000 0.0490
-3.500 -0.1143 0.13729 0.13048 -0.0617 0.7965 0.0498
-3.250 -0.1181 0.13642 0.12965 -0.0603 0.7913 0.0503
-3.000 -0.1085 0.13513 0.12833 -0.0621 0.7876 0.0510
-2.750 -0.0903 0.13382 0.12698 -0.0661 0.7847 0.0514
-2.500 -0.0736 0.13115 0.12428 -0.0687 0.7827 0.0517
-2.250 -0.0826 0.12995 0.12315 -0.0657 0.7773 0.0519
-2.000 -0.0772 0.12778 0.12098 -0.0655 0.7734 0.0525
-1.750 -0.0629 0.12552 0.11870 -0.0674 0.7702 0.0532
-1.250 -0.0306 0.12166 0.11476 -0.0723 0.7644 0.0551
-1.000 -0.0225 0.12060 0.11372 -0.0734 0.7598 0.0562
-0.750 0.0099 0.11970 0.11273 -0.0803 0.7559 0.0574
-0.500 0.0352 0.11729 0.11028 -0.0845 0.7532 0.0580
-0.250 0.0543 0.11427 0.10724 -0.0863 0.7511 0.0591
0.000 0.0627 0.11308 0.10604 -0.0870 0.7468 0.0600
0.250 0.0793 0.11176 0.10471 -0.0893 0.7425 0.0611
0.500 0.1098 0.11016 0.10305 -0.0944 0.7392 0.0629
0.750 0.1755 0.11003 0.10272 -0.1081 0.7365 0.0649
1.000 0.1948 0.10666 0.09935 -0.1094 0.7346 0.0659
1.250 0.1991 0.10573 0.09846 -0.1088 0.7296 0.0673
1.500 0.2226 0.10467 0.09738 -0.1121 0.7256 0.0694
1.750 0.2666 0.10385 0.09646 -0.1197 0.7223 0.0723
2.000 0.3312 0.10357 0.09602 -0.1317 0.7199 0.0741
2.250 0.3556 0.10084 0.09328 -0.1336 0.7180 0.0758
2.500 0.3623 0.10083 0.09331 -0.1337 0.7122 0.0775
2.750 0.3986 0.10070 0.09312 -0.1393 0.7083 0.0820
3.250 0.4845 0.09898 0.09127 -0.1517 0.7030 0.0877
3.500 0.5223 0.09877 0.09100 -0.1568 0.6999 0.0921
3.750 0.5659 0.10182 0.09394 -0.1647 0.6938 0.0958
4.000 0.5822 0.09981 0.09202 -0.1651 0.6905 0.0978
4.250 0.6173 0.09929 0.09147 -0.1690 0.6877 0.1043
4.500 0.6725 0.09964 0.09171 -0.1769 0.6856 0.1105
4.750 0.6795 0.10026 0.09241 -0.1765 0.6798 0.1133
5.000 0.7099 0.10131 0.09344 -0.1801 0.6753 0.1203
5.250 0.7501 0.10166 0.09376 -0.1850 0.6722 0.1249
5.500 0.7921 0.10209 0.09413 -0.1895 0.6697 0.1355
6.000 0.8376 0.10535 0.09742 -0.1939 0.6594 0.1520
6.250 0.8599 0.10468 0.09684 -0.1950 0.6562 0.1587
6.500 0.8997 0.10533 0.09747 -0.1989 0.6535 0.1707
6.750 0.9402 0.10582 0.09794 -0.2026 0.6516 0.1856
7.000 0.9341 0.10811 0.10036 -0.2006 0.6435 0.1903
7.250 0.9622 0.10907 0.10136 -0.2027 0.6397 0.2066
7.500 0.9957 0.10975 0.10208 -0.2051 0.6369 0.2344
7.750 1.0305 0.11020 0.10258 -0.2075 0.6350 0.2693
8.000 1.0245 0.11296 0.10547 -0.2058 0.6266 0.2835
8.250 1.0490 0.11393 0.10653 -0.2070 0.6228 0.3312
8.500 1.0790 0.11450 0.10717 -0.2085 0.6201 0.3966
8.750 1.1151 0.11526 0.10795 -0.2108 0.6181 0.4208
9.000 1.1377 0.12015 0.11241 -0.2136 0.6088 0.1343
9.250 1.1923 0.11807 0.11016 -0.2158 0.5977 0.1206
10.750 1.3730 0.10273 0.09363 -0.2052 0.3456 0.1112
11.000 1.3545 0.10650 0.09489 -0.2008 0.0868 0.1114
11.250 1.3571 0.10966 0.09789 -0.1996 0.0752 0.1121
11.500 1.3618 0.11252 0.10068 -0.1986 0.0692 0.1132
11.750 1.3674 0.11523 0.10335 -0.1976 0.0655 0.1148
12.000 1.3744 0.11774 0.10588 -0.1966 0.0627 0.1184
12.250 1.3810 0.12029 0.10845 -0.1957 0.0608 0.1229
12.500 1.3867 0.12289 0.11116 -0.1949 0.0592 0.1283
12.750 1.3923 0.12553 0.11384 -0.1941 0.0580 0.1336
13.000 1.3974 0.12818 0.11655 -0.1933 0.0569 0.1395
13.250 1.4027 0.13073 0.11917 -0.1925 0.0560 0.1502
13.500 1.4110 0.13285 0.12144 -0.1917 0.0553 0.1656
13.750 1.4204 0.13476 0.12353 -0.1910 0.0546 0.1929
14.000 1.4325 0.13639 0.12553 -0.1903 0.0539 0.2938
14.250 1.4442 0.13646 0.12571 -0.1892 0.0533 1.0000
14.500 1.4593 0.13687 0.12604 -0.1877 0.0526 1.0000
14.750 1.4784 0.13648 0.12562 -0.1860 0.0515 1.0000
15.000 1.5032 0.13505 0.12411 -0.1840 0.0500 1.0000
15.250 1.5430 0.13108 0.11994 -0.1814 0.0479 1.0000
15.500 1.6358 0.12073 0.10924 -0.1781 0.0463 1.0000
15.750 1.6942 0.11750 0.10605 -0.1770 0.0459 1.0000
16.000 1.7399 0.11663 0.10537 -0.1764 0.0457 1.0000
16.250 1.7752 0.11727 0.10622 -0.1758 0.0456 1.0000
16.500 1.7970 0.11899 0.10822 -0.1750 0.0453 1.0000
16.750 1.8105 0.12126 0.11083 -0.1740 0.0448 1.0000
17.000 1.8182 0.12388 0.11378 -0.1729 0.0443 1.0000
17.250 1.8229 0.12675 0.11696 -0.1719 0.0438 1.0000
17.500 1.8251 0.12984 0.12037 -0.1709 0.0436 1.0000
17.750 1.8251 0.13318 0.12401 -0.1700 0.0435 1.0000
18.000 1.8228 0.13673 0.12787 -0.1693 0.0436 1.0000
18.250 1.8168 0.14052 0.13197 -0.1687 0.0438 1.0000
18.500 1.8082 0.14453 0.13628 -0.1684 0.0440 1.0000
18.750 1.7977 0.14875 0.14080 -0.1683 0.0442 1.0000
19.000 1.7856 0.15318 0.14555 -0.1687 0.0444 1.0000
19.250 1.7723 0.15786 0.15050 -0.1694 0.0446 1.0000
19.500 1.7579 0.16278 0.15568 -0.1705 0.0448 1.0000
19.750 1.7429 0.16797 0.16112 -0.1721 0.0451 1.0000
20.000 1.7278 0.17342 0.16679 -0.1741 0.0453 1.0000
20.250 1.7128 0.17909 0.17268 -0.1765 0.0456 1.0000
20.500 1.6990 0.18491 0.17867 -0.1793 0.0459 1.0000
20.750 1.6874 0.19070 0.18462 -0.1823 0.0462 1.0000
21.000 1.6812 0.19601 0.19004 -0.1848 0.0465 1.0000
21.250 1.6436 0.20702 0.20136 -0.1933 0.0473 1.0000
21.500 1.5832 0.23141 0.22605 -0.2131 0.0503 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)