Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 58.33 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-160-050-gn-500000.txt Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 0.4073 0.10716 0.10391 -0.2370 0.9147 0.0202
-11.750 0.4206 0.10484 0.10158 -0.2391 0.9127 0.0208
-11.500 0.4382 0.10213 0.09884 -0.2427 0.9113 0.0212
-11.250 0.4573 0.09955 0.09622 -0.2468 0.9100 0.0213
-11.000 0.4766 0.09686 0.09351 -0.2511 0.9087 0.0214
-10.750 0.4977 0.09388 0.09048 -0.2551 0.9076 0.0215
-10.500 0.5197 0.09135 0.08792 -0.2593 0.9064 0.0218
-10.250 0.4952 0.09213 0.08877 -0.2495 0.8995 0.0220
-10.000 0.5087 0.09018 0.08680 -0.2513 0.8971 0.0223
-9.750 0.5272 0.08791 0.08451 -0.2545 0.8953 0.0228
-9.500 0.5474 0.08549 0.08205 -0.2582 0.8937 0.0236
-9.250 0.5689 0.08307 0.07958 -0.2623 0.8921 0.0240
-9.000 0.5512 0.08326 0.07982 -0.2547 0.8863 0.0241
-8.750 0.5564 0.08201 0.07857 -0.2541 0.8827 0.0242
-8.500 0.5728 0.06388 0.06058 -0.2414 0.8666 0.0244
-8.250 0.5879 0.06160 0.05827 -0.2431 0.8646 0.0247
-8.000 0.6049 0.05939 0.05603 -0.2456 0.8628 0.0252
-7.750 0.6226 0.05720 0.05380 -0.2483 0.8608 0.0257
-7.500 0.5948 0.05821 0.05490 -0.2379 0.8542 0.0257
-7.250 0.6017 0.05666 0.05335 -0.2375 0.8511 0.0263
-7.000 0.6157 0.05460 0.05125 -0.2392 0.8488 0.0270
-6.750 0.6325 0.05253 0.04914 -0.2417 0.8467 0.0272
-6.500 0.6050 0.05343 0.05012 -0.2317 0.8405 0.0272
-6.250 0.5934 0.05324 0.04995 -0.2264 0.8358 0.0273
-5.250 0.5590 0.05090 0.04768 -0.2084 0.8188 0.0275
-5.000 0.5782 0.04842 0.04517 -0.2108 0.8171 0.0277
-4.750 0.6022 0.04607 0.04278 -0.2146 0.8155 0.0281
-4.500 0.5348 0.04919 0.04604 -0.1948 0.8057 0.0279
-4.250 0.5484 0.04739 0.04422 -0.1960 0.8032 0.0283
-4.000 0.5698 0.04518 0.04198 -0.1991 0.8015 0.0289
-3.750 0.5955 0.04282 0.03957 -0.2033 0.8001 0.0296
-3.500 0.5362 0.04551 0.04240 -0.1861 0.7904 0.0292
-3.250 0.5525 0.04363 0.04049 -0.1879 0.7879 0.0299
-3.000 0.5809 0.04134 0.03816 -0.1930 0.7863 0.0304
-2.250 0.6708 0.05320 0.04978 -0.2193 0.7893 0.0306
-2.000 0.6862 0.05073 0.04729 -0.2194 0.7874 0.0308
-1.750 0.7179 0.04858 0.04511 -0.2237 0.7859 0.0311
-1.500 0.7580 0.04642 0.04290 -0.2300 0.7847 0.0317
-1.250 0.8042 0.04417 0.04059 -0.2377 0.7834 0.0326
-1.000 0.7669 0.04504 0.04157 -0.2256 0.7755 0.0325
-0.750 0.8111 0.04320 0.03967 -0.2327 0.7735 0.0336
0.000 0.9537 0.03662 0.03293 -0.2552 0.7694 0.0343
0.250 1.0021 0.03483 0.03108 -0.2623 0.7681 0.0350
0.500 1.0608 0.03297 0.02915 -0.2717 0.7670 0.0365
0.750 1.0701 0.03293 0.02914 -0.2698 0.7621 0.0372
1.000 1.1314 0.03147 0.02759 -0.2797 0.7592 0.0374
1.250 1.1552 0.02983 0.02595 -0.2806 0.7556 0.0377
1.500 1.2130 0.02777 0.02375 -0.2888 0.7505 0.0385
1.750 1.2095 0.02796 0.02400 -0.2836 0.7443 0.0390
2.000 1.2433 0.02708 0.02306 -0.2864 0.7385 0.0403
2.500 1.3214 0.02539 0.02123 -0.2940 0.7269 0.0418
2.750 1.3459 0.02462 0.02040 -0.2945 0.7195 0.0424
3.000 1.3570 0.02458 0.02038 -0.2921 0.7112 0.0431
3.250 1.3821 0.02414 0.01983 -0.2925 0.7003 0.0443
3.500 1.4170 0.02432 0.01986 -0.2944 0.6879 0.0461
3.750 1.4174 0.02430 0.01980 -0.2900 0.6710 0.0464
4.000 1.4114 0.02504 0.02042 -0.2842 0.6439 0.0466
4.250 1.3992 0.02630 0.02150 -0.2774 0.6079 0.0469
4.500 1.3802 0.02828 0.02322 -0.2696 0.5636 0.0470
4.750 1.3548 0.03096 0.02560 -0.2611 0.5093 0.0471
5.000 1.3259 0.03427 0.02856 -0.2525 0.4453 0.0471
5.250 1.2991 0.03781 0.03171 -0.2448 0.3706 0.0472
5.500 1.2710 0.04178 0.03522 -0.2373 0.2756 0.0472
5.750 1.2425 0.04615 0.03907 -0.2303 0.1482 0.0472
6.000 1.2341 0.04911 0.04169 -0.2262 0.0370 0.0476
6.250 1.2541 0.04989 0.04244 -0.2262 0.0337 0.0490
6.500 1.2898 0.05057 0.04296 -0.2284 0.0317 0.0518
6.750 1.3046 0.05127 0.04372 -0.2275 0.0310 0.0523
7.000 1.3195 0.05222 0.04469 -0.2265 0.0301 0.0536
7.250 1.3378 0.05326 0.04571 -0.2260 0.0292 0.0558
7.500 1.3641 0.05415 0.04648 -0.2266 0.0285 0.0584
7.750 1.3764 0.05538 0.04774 -0.2253 0.0280 0.0593
8.000 1.3889 0.05680 0.04917 -0.2240 0.0275 0.0607
8.250 1.4093 0.05812 0.05035 -0.2237 0.0272 0.0659
8.500 1.4176 0.05984 0.05214 -0.2219 0.0268 0.0670
8.750 1.4251 0.06185 0.05419 -0.2201 0.0265 0.0689
9.000 1.4362 0.06393 0.05618 -0.2187 0.0263 0.0751
9.250 1.4412 0.06617 0.05851 -0.2168 0.0261 0.0767
9.500 1.4499 0.06816 0.06052 -0.2152 0.0260 0.0809
9.750 1.4606 0.07013 0.06245 -0.2138 0.0259 0.0867
10.000 1.4680 0.07225 0.06462 -0.2122 0.0258 0.0894
10.250 1.4765 0.07444 0.06680 -0.2106 0.0257 0.0982
10.500 1.4832 0.07668 0.06910 -0.2090 0.0256 0.1015
10.750 1.4914 0.07884 0.07125 -0.2075 0.0256 0.1119
11.000 1.4999 0.08090 0.07335 -0.2060 0.0254 0.1180
11.250 1.5098 0.08280 0.07527 -0.2046 0.0251 0.1292
11.500 1.5308 0.08413 0.07621 -0.2037 0.0249 0.0632
11.750 1.5419 0.08585 0.07795 -0.2023 0.0248 0.0623
12.000 1.5543 0.08734 0.07946 -0.2009 0.0248 0.0619
12.250 1.5687 0.08851 0.08065 -0.1996 0.0248 0.0620
12.500 1.5867 0.08918 0.08133 -0.1984 0.0250 0.0627
12.750 1.6100 0.08916 0.08130 -0.1973 0.0251 0.0643
13.000 1.6501 0.08723 0.07932 -0.1971 0.0256 0.0717
13.250 1.6915 0.08521 0.07791 -0.1975 0.0268 1.0000
18.000 1.5938 0.13400 0.13093 -0.1562 0.0249 1.0000
18.250 1.5667 0.14013 0.13727 -0.1563 0.0249 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)