Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 21.04 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-160-050-gn-100000.txt
Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-100000.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 =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.250  -0.2573   0.16097   0.15670  -0.0390   0.8945   0.0375
  -5.000  -0.2466   0.15867   0.15438  -0.0405   0.8923   0.0378
  -4.750  -0.2491   0.15777   0.15349  -0.0392   0.8905   0.0380
  -4.500  -0.2671   0.15622   0.15201  -0.0343   0.8842   0.0382
  -4.250  -0.2626   0.15447   0.15025  -0.0348   0.8804   0.0385
  -4.000  -0.2514   0.15279   0.14855  -0.0368   0.8778   0.0389
  -3.750  -0.2348   0.15164   0.14736  -0.0402   0.8762   0.0395
  -3.500  -0.2599   0.14994   0.14574  -0.0339   0.8701   0.0395
  -3.250  -0.2526   0.14805   0.14384  -0.0350   0.8658   0.0399
  -3.000  -0.2388   0.14625   0.14202  -0.0377   0.8631   0.0404
  -2.750  -0.2164   0.14518   0.14090  -0.0426   0.8613   0.0411
  -2.500  -0.2320   0.14376   0.13954  -0.0388   0.8563   0.0412
  -2.000  -0.1989   0.13988   0.13561  -0.0458   0.8482   0.0416
  -1.750  -0.1829   0.13726   0.13297  -0.0478   0.8464   0.0420
  -1.500  -0.1742   0.13572   0.13141  -0.0488   0.8449   0.0424
  -1.250  -0.1821   0.13348   0.12923  -0.0464   0.8377   0.0426
  -1.000  -0.1623   0.13133   0.12704  -0.0498   0.8339   0.0432
  -0.750  -0.1353   0.12946   0.12513  -0.0548   0.8316   0.0441
  -0.500  -0.1008   0.12822   0.12382  -0.0614   0.8302   0.0451
  -0.250  -0.1104   0.12651   0.12215  -0.0591   0.8251   0.0454
   0.000  -0.0549   0.12636   0.12189  -0.0722   0.8198   0.0462
   0.250  -0.0431   0.12300   0.11854  -0.0723   0.8170   0.0464
   0.500  -0.0177   0.12093   0.11643  -0.0759   0.8153   0.0471
   0.750   0.0143   0.11999   0.11543  -0.0813   0.8141   0.0481
   1.000   0.0040   0.11793   0.11343  -0.0785   0.8069   0.0483
   1.250   0.0391   0.11640   0.11185  -0.0846   0.8029   0.0497
   1.500   0.1267   0.11783   0.11310  -0.1035   0.8003   0.0515
   1.750   0.1430   0.11514   0.11041  -0.1040   0.7990   0.0520
   2.000   0.1365   0.11368   0.10900  -0.1018   0.7949   0.0524
   2.250   0.1601   0.11229   0.10760  -0.1050   0.7890   0.0534
   2.500   0.2026   0.11152   0.10677  -0.1120   0.7857   0.0551
   2.750   0.2994   0.11441   0.10945  -0.1314   0.7836   0.0577
   3.000   0.3172   0.11227   0.10734  -0.1319   0.7826   0.0586
   3.250   0.3006   0.11079   0.10594  -0.1280   0.7748   0.0589
   3.500   0.3358   0.11026   0.10538  -0.1329   0.7708   0.0609
   3.750   0.4007   0.11169   0.10669  -0.1440   0.7682   0.0643
   4.000   0.4570   0.11256   0.10749  -0.1531   0.7669   0.0657
   4.250   0.4434   0.11177   0.10678  -0.1498   0.7603   0.0660
   4.500   0.4729   0.11143   0.10644  -0.1532   0.7555   0.0681
   4.750   0.5576   0.11560   0.11040  -0.1678   0.7523   0.0738
   5.000   0.5819   0.11422   0.10908  -0.1694   0.7510   0.0753
   5.250   0.5724   0.11421   0.10914  -0.1671   0.7453   0.0759
   5.500   0.6018   0.11460   0.10954  -0.1703   0.7397   0.0789
   5.750   0.6728   0.11818   0.11294  -0.1812   0.7363   0.0844
   6.000   0.7017   0.11789   0.11271  -0.1836   0.7348   0.0870
   6.250   0.6928   0.11846   0.11336  -0.1815   0.7293   0.0882
   6.500   0.7440   0.12180   0.11655  -0.1884   0.7226   0.0960
   6.750   0.7699   0.12118   0.11603  -0.1904   0.7201   0.0985
   7.000   0.8151   0.12340   0.11823  -0.1952   0.7184   0.1062
   7.250   0.8147   0.12584   0.12062  -0.1949   0.7107   0.1088
   7.500   0.8352   0.12549   0.12039  -0.1962   0.7063   0.1115
   7.750   0.8839   0.12842   0.12321  -0.2013   0.7031   0.1229
   8.000   0.9169   0.12959   0.12450  -0.2039   0.7017   0.1311
   8.250   1.0740   0.11446   0.10905  -0.2119   0.6340   0.1698
   8.500   1.0354   0.12192   0.11664  -0.2091   0.6379   0.1679
   9.000   1.3965   0.06637   0.05896  -0.2145   0.3382   0.5126
   9.250   1.3659   0.07259   0.06448  -0.2096   0.2207   0.5125
   9.500   1.3441   0.07817   0.06942  -0.2059   0.0973   0.5203
   9.750   1.3516   0.08081   0.07192  -0.2047   0.0824   0.5536
  10.000   1.3637   0.08305   0.07415  -0.2039   0.0774   0.5700
  10.250   1.3765   0.08538   0.07653  -0.2031   0.0745   0.5578
  10.500   1.3898   0.08817   0.07936  -0.2024   0.0725   0.4565
  10.750   1.4194   0.09116   0.08180  -0.2030   0.0710   0.1663
  11.000   1.4291   0.09369   0.08425  -0.2019   0.0695   0.1516
  11.250   1.4341   0.09647   0.08710  -0.2005   0.0680   0.1479
  11.500   1.4393   0.09924   0.08985  -0.1990   0.0668   0.1436
  11.750   1.4488   0.10139   0.09198  -0.1977   0.0656   0.1410
  12.000   1.4583   0.10333   0.09391  -0.1963   0.0645   0.1438
  12.250   1.4704   0.10476   0.09529  -0.1947   0.0639   0.1476
  12.500   1.4869   0.10544   0.09584  -0.1931   0.0635   0.1509
  12.750   1.5095   0.10514   0.09543  -0.1915   0.0632   0.1586
  13.000   1.5396   0.10393   0.09411  -0.1900   0.0630   0.1842
  13.250   1.5772   0.10172   0.09219  -0.1892   0.0631   1.0000
  13.500   1.6238   0.09894   0.08918  -0.1882   0.0638   1.0000
  13.750   1.6805   0.09593   0.08602  -0.1881   0.0642   1.0000
  14.000   1.7322   0.09433   0.08442  -0.1884   0.0640   1.0000
  14.250   1.8600   0.09086   0.08075  -0.1942   0.0680   1.0000
  14.500   1.8521   0.09283   0.08324  -0.1902   0.0709   1.0000
  14.750   1.9642   0.09483   0.08957  -0.1793   0.2028   1.0000
  15.000   1.9002   0.09864   0.09386  -0.1712   0.2033   1.0000
  15.250   1.8378   0.10330   0.09895  -0.1647   0.2037   1.0000
  15.500   1.7788   0.10897   0.10499  -0.1600   0.2035   1.0000
  15.750   1.7175   0.11572   0.11209  -0.1565   0.2031   1.0000
  16.000   1.6518   0.12189   0.11842  -0.1538   0.1898   1.0000
  16.250   1.5940   0.13036   0.12715  -0.1532   0.1880   1.0000
  16.500   1.5304   0.13897   0.13589  -0.1536   0.1754   1.0000
  16.750   1.4741   0.14955   0.14667  -0.1560   0.1722   1.0000
  17.000   1.4073   0.16415   0.16145  -0.1614   0.1704   1.0000
  18.000   1.4963   0.23233   0.22899  -0.2265   0.2667   1.0000
  18.250   1.1831   0.24419   0.24175  -0.2024   0.2031   1.0000
  18.500   1.1757   0.24905   0.24660  -0.2040   0.1926   1.0000
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)