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