Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=1
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 33.32 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=1 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cp-160-050-gn-500000-n1.txt Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 1.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 0.3635 0.11165 0.10749 -0.2330 0.8201 0.0065
-13.000 0.3701 0.10993 0.10574 -0.2332 0.8168 0.0065
-12.750 0.3762 0.10816 0.10395 -0.2333 0.8137 0.0066
-12.500 0.3820 0.10639 0.10218 -0.2332 0.8102 0.0068
-12.250 0.3877 0.10464 0.10042 -0.2332 0.8070 0.0071
-12.000 0.3935 0.10302 0.09879 -0.2330 0.8039 0.0070
-11.750 0.3988 0.10152 0.09728 -0.2326 0.8003 0.0072
-11.500 0.4036 0.09995 0.09569 -0.2321 0.7970 0.0078
-11.250 0.4088 0.09840 0.09414 -0.2317 0.7936 0.0079
-11.000 0.4137 0.09680 0.09254 -0.2312 0.7906 0.0082
-10.750 0.4183 0.09530 0.09103 -0.2306 0.7874 0.0083
-10.500 0.4223 0.09391 0.08963 -0.2297 0.7840 0.0083
-10.250 0.4259 0.09245 0.08816 -0.2287 0.7805 0.0086
-10.000 0.4295 0.09102 0.08673 -0.2278 0.7766 0.0087
-9.750 0.4336 0.08964 0.08535 -0.2269 0.7737 0.0088
-9.500 0.4366 0.08831 0.08402 -0.2257 0.7703 0.0090
-9.250 0.4387 0.08716 0.08286 -0.2241 0.7666 0.0090
-9.000 0.4412 0.08595 0.08166 -0.2226 0.7624 0.0094
-8.750 0.4438 0.08473 0.08044 -0.2212 0.7594 0.0096
-8.500 0.4449 0.08355 0.07927 -0.2194 0.7561 0.0099
-8.250 0.4436 0.08257 0.07830 -0.2168 0.7524 0.0101
-8.000 0.4418 0.08161 0.07734 -0.2142 0.7484 0.0103
-7.750 0.4407 0.08061 0.07636 -0.2117 0.7442 0.0104
-7.500 0.4398 0.07966 0.07542 -0.2093 0.7409 0.0104
-7.250 0.4354 0.07883 0.07460 -0.2060 0.7372 0.0107
-7.000 0.4312 0.07814 0.07392 -0.2027 0.7334 0.0107
-6.750 0.4267 0.07738 0.07318 -0.1994 0.7292 0.0108
-6.500 0.4189 0.07679 0.07261 -0.1953 0.7252 0.0110
-6.250 0.4115 0.07630 0.07215 -0.1912 0.7216 0.0111
-6.000 0.4037 0.07578 0.07165 -0.1870 0.7179 0.0112
-5.750 0.4009 0.07491 0.07080 -0.1842 0.7140 0.0115
-5.500 0.3993 0.07391 0.06981 -0.1817 0.7094 0.0117
-5.250 0.3990 0.07282 0.06873 -0.1796 0.7057 0.0122
-5.000 0.3979 0.07179 0.06771 -0.1772 0.7024 0.0123
-4.750 0.3995 0.07058 0.06651 -0.1756 0.6987 0.0125
-4.500 0.4028 0.06932 0.06526 -0.1743 0.6945 0.0127
-4.250 0.4058 0.06811 0.06405 -0.1730 0.6904 0.0128
-4.000 0.4104 0.06681 0.06275 -0.1721 0.6870 0.0130
-3.750 0.4175 0.06544 0.06138 -0.1717 0.6838 0.0131
-3.500 0.4270 0.06392 0.05986 -0.1719 0.6802 0.0134
-3.250 0.4364 0.06259 0.05853 -0.1718 0.6762 0.0135
-3.000 0.4475 0.06113 0.05706 -0.1723 0.6724 0.0143
-2.750 0.4618 0.05955 0.05546 -0.1734 0.6698 0.0146
-2.500 0.4781 0.05793 0.05382 -0.1749 0.6669 0.0148
-2.250 0.4971 0.05625 0.05213 -0.1769 0.6636 0.0149
-2.000 0.5169 0.05457 0.05043 -0.1792 0.6598 0.0153
-1.750 0.5385 0.05292 0.04875 -0.1817 0.6561 0.0155
-1.500 0.5639 0.05115 0.04695 -0.1850 0.6534 0.0158
-1.250 0.5901 0.04958 0.04535 -0.1882 0.6507 0.0161
-1.000 0.6201 0.04792 0.04366 -0.1922 0.6477 0.0169
-0.750 0.6523 0.04623 0.04193 -0.1967 0.6444 0.0172
-0.500 0.6858 0.04462 0.04028 -0.2012 0.6408 0.0174
-0.250 0.7222 0.04298 0.03859 -0.2063 0.6384 0.0177
0.000 0.7597 0.04140 0.03696 -0.2115 0.6359 0.0181
0.250 0.7991 0.03983 0.03535 -0.2171 0.6327 0.0186
0.500 0.8376 0.03847 0.03395 -0.2221 0.6295 0.0196
0.750 0.8784 0.03708 0.03251 -0.2275 0.6266 0.0200
1.000 0.9191 0.03579 0.03117 -0.2328 0.6237 0.0203
1.250 0.9593 0.03460 0.02993 -0.2378 0.6206 0.0208
1.500 1.0004 0.03343 0.02869 -0.2429 0.6176 0.0213
1.750 1.0374 0.03255 0.02777 -0.2468 0.6127 0.0221
2.000 1.0636 0.03218 0.02730 -0.2485 0.5991 0.0225
2.250 1.0791 0.03239 0.02736 -0.2480 0.5753 0.0227
2.500 1.0822 0.03330 0.02805 -0.2451 0.5399 0.0229
2.750 1.0686 0.03526 0.02972 -0.2392 0.4855 0.0231
3.000 1.0575 0.03734 0.03148 -0.2340 0.4264 0.0232
3.250 1.0162 0.04154 0.03510 -0.2239 0.3007 0.0231
3.500 0.9908 0.04509 0.03813 -0.2171 0.1563 0.0231
3.750 0.9957 0.04682 0.03952 -0.2154 0.0185 0.0234
4.000 1.0279 0.04671 0.03933 -0.2181 0.0134 0.0239
4.250 1.0598 0.04663 0.03919 -0.2206 0.0130 0.0244
4.500 1.0885 0.04675 0.03926 -0.2224 0.0126 0.0253
4.750 1.1169 0.04693 0.03938 -0.2240 0.0123 0.0255
5.000 1.1450 0.04715 0.03954 -0.2256 0.0121 0.0258
5.250 1.1729 0.04740 0.03973 -0.2270 0.0119 0.0263
5.500 1.2002 0.04771 0.03997 -0.2282 0.0117 0.0267
5.750 1.2280 0.04802 0.04020 -0.2295 0.0116 0.0273
6.000 1.2521 0.04854 0.04067 -0.2300 0.0113 0.0282
6.250 1.2762 0.04909 0.04116 -0.2305 0.0113 0.0285
6.500 1.3002 0.04966 0.04166 -0.2309 0.0112 0.0288
6.750 1.3240 0.05024 0.04216 -0.2312 0.0111 0.0291
7.000 1.3477 0.05084 0.04267 -0.2314 0.0109 0.0296
7.250 1.3751 0.05126 0.04293 -0.2321 0.0109 0.0306
7.500 1.3985 0.05187 0.04338 -0.2321 0.0108 0.0314
7.750 1.4257 0.05211 0.04327 -0.2326 0.0107 0.0323
8.000 1.4434 0.05298 0.04395 -0.2317 0.0107 0.0330
8.250 1.4584 0.05407 0.04496 -0.2304 0.0107 0.0335
8.750 1.4837 0.05676 0.04767 -0.2273 0.0105 0.0341
9.000 1.4959 0.05816 0.04910 -0.2258 0.0104 0.0342
9.250 1.5081 0.05958 0.05053 -0.2243 0.0103 0.0343
9.500 1.5195 0.06111 0.05208 -0.2227 0.0102 0.0343
9.750 1.5307 0.06268 0.05368 -0.2211 0.0101 0.0344
10.000 1.5421 0.06424 0.05528 -0.2196 0.0100 0.0345
10.250 1.5531 0.06584 0.05692 -0.2181 0.0099 0.0346
10.500 1.5629 0.06761 0.05874 -0.2165 0.0099 0.0347
10.750 1.5729 0.06936 0.06054 -0.2150 0.0098 0.0348
11.000 1.5829 0.07112 0.06234 -0.2134 0.0098 0.0349
11.250 1.5918 0.07304 0.06432 -0.2119 0.0097 0.0351
11.500 1.6006 0.07499 0.06633 -0.2104 0.0097 0.0352
11.750 1.6097 0.07690 0.06829 -0.2089 0.0096 0.0355
12.000 1.6177 0.07901 0.07046 -0.2075 0.0095 0.0358
12.250 1.6258 0.08111 0.07262 -0.2060 0.0095 0.0360
12.500 1.6338 0.08323 0.07480 -0.2046 0.0094 0.0363
12.750 1.6410 0.08547 0.07711 -0.2033 0.0093 0.0366
13.000 1.6482 0.08773 0.07944 -0.2019 0.0092 0.0381
13.250 1.6554 0.08998 0.08176 -0.2006 0.0092 0.0402
13.500 1.6618 0.09236 0.08421 -0.1993 0.0091 0.0417
13.750 1.6682 0.09472 0.08665 -0.1981 0.0090 0.0446
14.000 1.6751 0.09703 0.08907 -0.1969 0.0089 0.0675
14.250 1.6813 0.09950 0.09173 -0.1959 0.0088 0.1972
14.500 1.6874 0.10189 0.09421 -0.1947 0.0088 0.2384
14.750 1.6938 0.10421 0.09662 -0.1937 0.0087 0.2774
15.000 1.7004 0.10665 0.09929 -0.1928 0.0085 0.5640
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)