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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)