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=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 21.03 at α=6.75°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-160-050-gn-100000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-100000-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 =     0.100 e 6     Ncrit =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.750   0.0667   0.14619   0.13974  -0.1372   0.8105   0.0093
 -12.500   0.0678   0.14478   0.13833  -0.1363   0.8066   0.0095
 -12.250   0.0713   0.14306   0.13662  -0.1360   0.8037   0.0101
 -12.000   0.0761   0.14112   0.13466  -0.1361   0.8013   0.0105
 -11.750   0.0823   0.13900   0.13252  -0.1366   0.7991   0.0108
 -11.500   0.0808   0.13784   0.13138  -0.1349   0.7947   0.0109
 -11.250   0.0808   0.13654   0.13009  -0.1336   0.7906   0.0109
 -11.000   0.0834   0.13492   0.12847  -0.1330   0.7876   0.0110
 -10.750   0.0877   0.13316   0.12670  -0.1329   0.7851   0.0111
 -10.250   0.0896   0.13043   0.12400  -0.1307   0.7778   0.0113
 -10.000   0.0895   0.12922   0.12280  -0.1293   0.7736   0.0113
  -9.750   0.0920   0.12772   0.12130  -0.1286   0.7707   0.0116
  -9.500   0.0960   0.12604   0.11961  -0.1283   0.7681   0.0122
  -9.250   0.0973   0.12464   0.11821  -0.1273   0.7648   0.0126
  -9.000   0.0928   0.12385   0.11746  -0.1249   0.7594   0.0130
  -8.750   0.0932   0.12256   0.11617  -0.1236   0.7559   0.0131
  -8.500   0.0954   0.12103   0.11465  -0.1229   0.7530   0.0131
  -8.000   0.0926   0.11885   0.11250  -0.1195   0.7450   0.0132
  -7.750   0.0905   0.11780   0.11147  -0.1176   0.7405   0.0133
  -7.500   0.0912   0.11648   0.11016  -0.1165   0.7374   0.0133
  -7.000   0.0874   0.11448   0.10819  -0.1128   0.7298   0.0135
  -6.750   0.0829   0.11377   0.10751  -0.1104   0.7248   0.0137
  -6.500   0.0820   0.11268   0.10643  -0.1088   0.7212   0.0141
  -6.000   0.0734   0.11107   0.10487  -0.1042   0.7135   0.0150
  -5.750   0.0658   0.11056   0.10440  -0.1012   0.7082   0.0153
  -5.500   0.0621   0.10956   0.10341  -0.0990   0.7043   0.0154
  -5.000   0.0558   0.10766   0.10156  -0.0952   0.6964   0.0155
  -4.750   0.0537   0.10665   0.10056  -0.0936   0.6915   0.0155
  -4.500   0.0562   0.10511   0.09902  -0.0929   0.6879   0.0156
  -4.000   0.0597   0.10249   0.09642  -0.0914   0.6805   0.0158
  -3.750   0.0612   0.10132   0.09527  -0.0906   0.6758   0.0158
  -3.500   0.0678   0.09975   0.09370  -0.0908   0.6721   0.0163
  -3.000   0.0841   0.09643   0.09037  -0.0919   0.6657   0.0176
  -2.750   0.0895   0.09522   0.08917  -0.0920   0.6613   0.0178
  -2.500   0.1000   0.09350   0.08744  -0.0930   0.6574   0.0179
  -2.250   0.1147   0.09149   0.08539  -0.0949   0.6544   0.0180
  -1.750   0.1451   0.08786   0.08173  -0.0989   0.6482   0.0182
  -1.500   0.1600   0.08634   0.08020  -0.1008   0.6441   0.0184
  -1.250   0.1800   0.08450   0.07833  -0.1036   0.6408   0.0186
  -1.000   0.2032   0.08261   0.07640  -0.1069   0.6381   0.0196
  -0.500   0.2562   0.07865   0.07234  -0.1148   0.6331   0.0206
  -0.250   0.2799   0.07724   0.07090  -0.1183   0.6295   0.0207
   0.000   0.3084   0.07559   0.06920  -0.1226   0.6262   0.0208
   0.250   0.3410   0.07377   0.06733  -0.1275   0.6233   0.0210
   0.500   0.3770   0.07188   0.06538  -0.1329   0.6210   0.0214
   0.750   0.4134   0.07020   0.06364  -0.1382   0.6192   0.0225
   1.000   0.4516   0.06856   0.06194  -0.1438   0.6173   0.0233
   1.250   0.4836   0.06763   0.06097  -0.1484   0.6135   0.0235
   1.500   0.5197   0.06649   0.05979  -0.1536   0.6101   0.0236
   1.750   0.5589   0.06526   0.05849  -0.1591   0.6072   0.0238
   2.000   0.6009   0.06399   0.05716  -0.1650   0.6050   0.0245
   2.250   0.6414   0.06294   0.05605  -0.1703   0.6031   0.0259
   2.500   0.6848   0.06178   0.05482  -0.1760   0.6015   0.0263
   2.750   0.7190   0.06147   0.05447  -0.1803   0.5977   0.0264
   3.000   0.7543   0.06113   0.05410  -0.1845   0.5938   0.0266
   3.250   0.7926   0.06062   0.05354  -0.1890   0.5908   0.0268
   3.500   0.8314   0.06015   0.05303  -0.1935   0.5883   0.0281
   3.750   0.8705   0.05967   0.05249  -0.1977   0.5863   0.0291
   4.000   0.9108   0.05910   0.05187  -0.2020   0.5844   0.0293
   4.250   0.9381   0.05965   0.05242  -0.2043   0.5795   0.0294
   4.500   0.9700   0.05984   0.05258  -0.2071   0.5756   0.0296
   4.750   1.0041   0.05987   0.05258  -0.2101   0.5728   0.0301
   5.000   1.0383   0.05986   0.05253  -0.2129   0.5703   0.0314
   5.250   1.0735   0.05972   0.05235  -0.2156   0.5679   0.0321
   5.500   1.0982   0.06053   0.05316  -0.2169   0.5632   0.0322
   5.750   1.1244   0.06121   0.05385  -0.2183   0.5590   0.0324
   6.000   1.1533   0.06162   0.05424  -0.2199   0.5559   0.0325
   6.250   1.1842   0.06183   0.05441  -0.2216   0.5529   0.0329
   6.500   1.2107   0.06234   0.05486  -0.2225   0.5408   0.0343
   6.750   1.2491   0.05939   0.05017  -0.2221   0.3566   0.0350
   7.000   1.2190   0.06502   0.05507  -0.2164   0.2250   0.0350
   7.250   1.1994   0.07001   0.05936  -0.2123   0.0459   0.0350
   7.500   1.2156   0.07164   0.06081  -0.2121   0.0243   0.0352
   7.750   1.2364   0.07283   0.06194  -0.2123   0.0215   0.0353
   8.000   1.2570   0.07402   0.06309  -0.2124   0.0203   0.0354
   8.250   1.2772   0.07526   0.06427  -0.2124   0.0195   0.0356
   8.500   1.2995   0.07654   0.06546  -0.2127   0.0184   0.0369
   8.750   1.3188   0.07798   0.06682  -0.2127   0.0174   0.0379
   9.000   1.3368   0.07950   0.06824  -0.2124   0.0165   0.0382
   9.250   1.3540   0.08103   0.06968  -0.2120   0.0158   0.0383
   9.500   1.3698   0.08259   0.07116  -0.2113   0.0153   0.0384
   9.750   1.3843   0.08420   0.07272  -0.2104   0.0151   0.0386
  10.000   1.3974   0.08589   0.07436  -0.2094   0.0149   0.0388
  10.250   1.4096   0.08764   0.07608  -0.2083   0.0147   0.0390
  10.500   1.4210   0.08943   0.07786  -0.2071   0.0145   0.0395
  10.750   1.4315   0.09129   0.07971  -0.2059   0.0144   0.0408
  11.000   1.4412   0.09324   0.08172  -0.2046   0.0143   0.0420
  11.250   1.4504   0.09522   0.08377  -0.2033   0.0142   0.0429
  11.500   1.4592   0.09726   0.08587  -0.2021   0.0140   0.0433
  11.750   1.4674   0.09937   0.08805  -0.2009   0.0139   0.0438
  12.000   1.4754   0.10151   0.09027  -0.1996   0.0138   0.0443
  12.250   1.4830   0.10367   0.09251  -0.1984   0.0138   0.0458
  12.500   1.4901   0.10591   0.09488  -0.1973   0.0137   0.0479
  12.750   1.4972   0.10815   0.09720  -0.1962   0.0136   0.0500
  13.000   1.5043   0.11037   0.09952  -0.1951   0.0135   0.0525
  13.250   1.5112   0.11259   0.10183  -0.1941   0.0135   0.0567
  13.500   1.5184   0.11476   0.10409  -0.1931   0.0133   0.0637
  13.750   1.5262   0.11684   0.10634  -0.1921   0.0132   0.0909
  14.000   1.5352   0.11882   0.10866  -0.1914   0.0129   0.2624
  14.250   1.5418   0.11999   0.11022  -0.1903   0.0126   1.0000
  14.500   1.5508   0.12163   0.11190  -0.1893   0.0122   1.0000
  14.750   1.5607   0.12310   0.11340  -0.1882   0.0119   1.0000
  15.000   1.5713   0.12440   0.11476  -0.1872   0.0116   1.0000
  15.250   1.5827   0.12553   0.11593  -0.1861   0.0115   1.0000
  15.500   1.5950   0.12647   0.11690  -0.1851   0.0114   1.0000
  15.750   1.6082   0.12726   0.11774  -0.1840   0.0113   1.0000
  16.000   1.6222   0.12791   0.11844  -0.1830   0.0111   1.0000
  16.250   1.6367   0.12846   0.11908  -0.1819   0.0110   1.0000
  16.500   1.6518   0.12894   0.11962  -0.1809   0.0109   1.0000
  16.750   1.6670   0.12939   0.12016  -0.1799   0.0108   1.0000
  17.000   1.6822   0.12988   0.12075  -0.1789   0.0107   1.0000
  17.250   1.6969   0.13044   0.12145  -0.1780   0.0107   1.0000
  17.500   1.7101   0.13127   0.12240  -0.1772   0.0105   1.0000
  17.750   1.7214   0.13241   0.12367  -0.1765   0.0104   1.0000
  18.000   1.7309   0.13380   0.12519  -0.1759   0.0102   1.0000
  18.250   1.7481   0.13428   0.12596  -0.1748   0.0097   1.0000
  18.500   1.7601   0.13562   0.12763  -0.1740   0.0092   1.0000
  18.750   1.7666   0.13769   0.12996  -0.1735   0.0090   1.0000
  19.000   1.7702   0.14020   0.13272  -0.1731   0.0089   1.0000
  19.250   1.7710   0.14313   0.13591  -0.1730   0.0088   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)