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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 20.14 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-160-050-gn-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750   0.0034   0.15866   0.15299  -0.1180   0.8690   0.0298
 -11.500   0.0083   0.15677   0.15109  -0.1182   0.8662   0.0301
 -11.250   0.0166   0.15458   0.14889  -0.1194   0.8643   0.0303
 -11.000   0.0265   0.15236   0.14663  -0.1212   0.8629   0.0305
 -10.250   0.0226   0.14859   0.14291  -0.1166   0.8506   0.0308
 -10.000   0.0311   0.14629   0.14060  -0.1176   0.8487   0.0310
  -9.750   0.0412   0.14385   0.13814  -0.1190   0.8473   0.0314
  -9.500   0.0528   0.14134   0.13561  -0.1208   0.8461   0.0317
  -9.250   0.0289   0.14268   0.13703  -0.1133   0.8370   0.0318
  -9.000   0.0346   0.14077   0.13510  -0.1136   0.8344   0.0322
  -8.750   0.0429   0.13866   0.13299  -0.1145   0.8326   0.0325
  -8.500   0.0532   0.13637   0.13067  -0.1159   0.8312   0.0329
  -8.250   0.0338   0.13725   0.13162  -0.1098   0.8235   0.0331
  -8.000   0.0351   0.13592   0.13030  -0.1090   0.8198   0.0334
  -7.750   0.0417   0.13418   0.12855  -0.1096   0.8175   0.0336
  -7.500   0.0498   0.13238   0.12673  -0.1106   0.8159   0.0337
  -7.250   0.0335   0.13300   0.12741  -0.1056   0.8093   0.0337
  -6.750   0.0342   0.13049   0.12491  -0.1036   0.8019   0.0338
  -6.500   0.0431   0.12771   0.12213  -0.1041   0.8003   0.0340
  -6.250   0.0523   0.12529   0.11969  -0.1048   0.7990   0.0343
  -6.000   0.0219   0.12716   0.12166  -0.0965   0.7893   0.0343
  -5.750   0.0249   0.12548   0.11998  -0.0959   0.7864   0.0346
  -5.500   0.0304   0.12360   0.11809  -0.0959   0.7845   0.0349
  -5.000   0.0057   0.12356   0.11814  -0.0880   0.7733   0.0353
  -4.750   0.0112   0.12176   0.11635  -0.0881   0.7704   0.0359
  -4.500   0.0214   0.11958   0.11413  -0.0893   0.7684   0.0365
  -4.250   0.0347   0.11727   0.11179  -0.0912   0.7670   0.0369
  -4.000   0.0076   0.11880   0.11342  -0.0844   0.7575   0.0369
  -3.750   0.0168   0.11697   0.11158  -0.0855   0.7545   0.0371
  -3.500   0.0324   0.11480   0.10937  -0.0882   0.7525   0.0372
  -2.750   0.0418   0.11112   0.10574  -0.0874   0.7392   0.0375
  -2.500   0.0550   0.10830   0.10288  -0.0885   0.7371   0.0378
  -2.250   0.0735   0.10561   0.10016  -0.0908   0.7356   0.0385
  -2.000   0.0703   0.10524   0.09983  -0.0891   0.7294   0.0390
  -1.750   0.0777   0.10409   0.09868  -0.0897   0.7248   0.0395
  -1.500   0.0988   0.10191   0.09647  -0.0929   0.7222   0.0403
  -1.250   0.1274   0.09946   0.09397  -0.0977   0.7204   0.0409
  -1.000   0.1660   0.09710   0.09151  -0.1049   0.7191   0.0413
  -0.750   0.1785   0.09688   0.09129  -0.1071   0.7131   0.0414
  -0.500   0.1928   0.09546   0.08987  -0.1088   0.7087   0.0415
  -0.250   0.2078   0.09290   0.08731  -0.1096   0.7062   0.0421
   0.000   0.2372   0.09058   0.08495  -0.1137   0.7045   0.0434
   0.250   0.2760   0.08824   0.08253  -0.1198   0.7032   0.0446
   0.500   0.3255   0.08608   0.08027  -0.1283   0.7022   0.0457
   0.750   0.3889   0.08490   0.07896  -0.1404   0.7006   0.0461
   1.250   0.3992   0.08325   0.07738  -0.1387   0.6892   0.0469
   1.500   0.4364   0.08134   0.07542  -0.1436   0.6877   0.0485
   1.750   0.4908   0.07978   0.07376  -0.1523   0.6866   0.0508
   2.250   0.5846   0.07638   0.07022  -0.1659   0.6844   0.0525
   2.750   0.6192   0.07712   0.07099  -0.1691   0.6723   0.0547
   3.000   0.6911   0.07694   0.07065  -0.1808   0.6711   0.0578
   3.250   0.7204   0.07487   0.06859  -0.1830   0.6699   0.0590
   3.500   0.7632   0.07373   0.06741  -0.1880   0.6689   0.0613
   3.750   0.8306   0.07400   0.06752  -0.1979   0.6681   0.0648
   4.250   0.8498   0.07519   0.06883  -0.1972   0.6550   0.0666
   4.500   0.8906   0.07455   0.06817  -0.2012   0.6537   0.0716
   4.750   0.9464   0.07458   0.06808  -0.2082   0.6526   0.0743
   5.000   0.9775   0.07338   0.06691  -0.2102   0.6517   0.0766
   5.500   1.0128   0.07705   0.07058  -0.2118   0.6382   0.0835
   5.750   1.0484   0.07631   0.06987  -0.2146   0.6369   0.0859
   6.000   1.0908   0.07669   0.07017  -0.2181   0.6357   0.0955
   6.250   1.1238   0.07579   0.06932  -0.2202   0.6346   0.0979
   6.500   1.1097   0.07944   0.07309  -0.2168   0.6225   0.0987
   7.000   1.1967   0.07464   0.06820  -0.2207   0.6065   0.1125
   7.250   1.2433   0.07117   0.06462  -0.2220   0.5926   0.1244
   7.500   1.2813   0.06861   0.06203  -0.2226   0.5805   0.1390
   7.750   1.2969   0.06864   0.06210  -0.2213   0.5629   0.1442
   8.000   1.3169   0.06863   0.06198  -0.2202   0.5308   0.1545
   8.250   1.3379   0.06643   0.05787  -0.2168   0.3096   0.1582
   8.500   1.3084   0.07245   0.06319  -0.2119   0.1792   0.1583
   8.750   1.2945   0.07712   0.06729  -0.2087   0.0590   0.1586
   9.000   1.3340   0.07868   0.06821  -0.2109   0.0511   0.0738
   9.250   1.3443   0.08061   0.07020  -0.2098   0.0467   0.0758
   9.500   1.3589   0.08237   0.07198  -0.2091   0.0445   0.0770
   9.750   1.3752   0.08418   0.07370  -0.2086   0.0428   0.0755
  10.000   1.3898   0.08609   0.07550  -0.2078   0.0415   0.0742
  10.250   1.4011   0.08811   0.07748  -0.2067   0.0404   0.0738
  10.500   1.4109   0.09024   0.07961  -0.2055   0.0395   0.0739
  10.750   1.4186   0.09262   0.08200  -0.2041   0.0388   0.0742
  11.000   1.4270   0.09486   0.08429  -0.2028   0.0383   0.0746
  11.250   1.4349   0.09713   0.08662  -0.2015   0.0379   0.0754
  11.500   1.4418   0.09950   0.08905  -0.2002   0.0375   0.0772
  11.750   1.4484   0.10184   0.09145  -0.1988   0.0369   0.0803
  12.000   1.4556   0.10408   0.09371  -0.1975   0.0362   0.0832
  12.250   1.4632   0.10622   0.09589  -0.1962   0.0354   0.0855
  12.500   1.4715   0.10819   0.09791  -0.1950   0.0345   0.0883
  12.750   1.4810   0.10988   0.09959  -0.1937   0.0337   0.0924
  13.000   1.4928   0.11115   0.10085  -0.1924   0.0332   0.1009
  13.250   1.5082   0.11187   0.10153  -0.1911   0.0328   0.1184
  13.500   1.5300   0.11182   0.10160  -0.1901   0.0323   0.2566
  13.750   1.5543   0.11016   0.10007  -0.1885   0.0320   1.0000
  14.000   1.5782   0.10969   0.09951  -0.1873   0.0317   1.0000
  14.250   1.6040   0.10908   0.09887  -0.1861   0.0315   1.0000
  14.500   1.6324   0.10826   0.09806  -0.1850   0.0313   1.0000
  14.750   1.6622   0.10749   0.09732  -0.1840   0.0311   1.0000
  15.000   1.6881   0.10734   0.09726  -0.1831   0.0306   1.0000
  15.250   1.7107   0.10766   0.09770  -0.1822   0.0298   1.0000
  15.500   1.7339   0.10805   0.09823  -0.1814   0.0291   1.0000
  15.750   1.7595   0.10844   0.09877  -0.1806   0.0289   1.0000
  16.000   1.7832   0.10923   0.09973  -0.1798   0.0288   1.0000
  16.250   1.8038   0.11046   0.10116  -0.1790   0.0287   1.0000
  16.500   1.8209   0.11213   0.10309  -0.1781   0.0286   1.0000
  16.750   1.8343   0.11420   0.10541  -0.1770   0.0287   1.0000
  17.000   1.8442   0.11662   0.10809  -0.1760   0.0287   1.0000
  17.250   1.8506   0.11935   0.11109  -0.1748   0.0289   1.0000
  17.500   1.8523   0.12240   0.11443  -0.1737   0.0290   1.0000
  17.750   1.8506   0.12564   0.11794  -0.1726   0.0289   1.0000
  18.000   1.8461   0.12902   0.12162  -0.1716   0.0288   1.0000
  18.250   1.8397   0.13259   0.12545  -0.1708   0.0287   1.0000
  18.500   1.8315   0.13629   0.12940  -0.1702   0.0285   1.0000
  18.750   1.8220   0.14018   0.13354  -0.1698   0.0283   1.0000
  19.000   1.8112   0.14425   0.13787  -0.1698   0.0282   1.0000
  19.250   1.7993   0.14853   0.14238  -0.1700   0.0281   1.0000
  19.500   1.7847   0.15331   0.14743  -0.1706   0.0281   1.0000
  19.750   1.7680   0.15855   0.15293  -0.1717   0.0282   1.0000
  20.000   1.7498   0.16426   0.15891  -0.1734   0.0284   1.0000
  20.250   1.7305   0.17041   0.16530  -0.1757   0.0286   1.0000
  20.500   1.7108   0.17699   0.17212  -0.1786   0.0289   1.0000
  20.750   1.6905   0.18410   0.17946  -0.1823   0.0291   1.0000
  21.000   1.6699   0.19180   0.18737  -0.1868   0.0295   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)