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=1,000,000 Ncrit=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)
Reynolds number: 1,000,000
Max Cl/Cd: 33.73 at α=7°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-160-050-gn-1000000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-1000000-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 =     1.000 e 6     Ncrit =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.000   0.3350   0.11555   0.11217  -0.2302   0.8057   0.0052
 -13.750   0.3428   0.11375   0.11036  -0.2308   0.8025   0.0053
 -13.500   0.3501   0.11207   0.10865  -0.2312   0.7990   0.0054
 -13.250   0.3578   0.11014   0.10671  -0.2319   0.7966   0.0058
 -13.000   0.3656   0.10827   0.10484  -0.2325   0.7938   0.0058
 -12.750   0.3725   0.10649   0.10304  -0.2328   0.7895   0.0060
 -12.500   0.3791   0.10472   0.10125  -0.2330   0.7859   0.0063
 -12.250   0.3848   0.10289   0.09940  -0.2330   0.7828   0.0066
 -12.000   0.3924   0.10113   0.09764  -0.2334   0.7808   0.0066
 -11.750   0.3994   0.09940   0.09590  -0.2337   0.7776   0.0068
 -11.500   0.4053   0.09756   0.09405  -0.2337   0.7740   0.0071
 -11.250   0.4107   0.09606   0.09254  -0.2333   0.7696   0.0072
 -11.000   0.4168   0.09465   0.09112  -0.2330   0.7667   0.0075
 -10.750   0.4236   0.09304   0.08951  -0.2330   0.7644   0.0075
 -10.500   0.4293   0.09146   0.08792  -0.2327   0.7608   0.0077
 -10.250   0.4349   0.08996   0.08641  -0.2322   0.7574   0.0080
 -10.000   0.4384   0.08856   0.08500  -0.2312   0.7530   0.0082
  -9.750   0.4422   0.08721   0.08365  -0.2302   0.7498   0.0083
  -9.500   0.4467   0.08568   0.08212  -0.2296   0.7470   0.0086
  -9.250   0.4513   0.08435   0.08079  -0.2287   0.7440   0.0086
  -9.000   0.4532   0.08303   0.07948  -0.2272   0.7397   0.0088
  -8.750   0.4531   0.08194   0.07838  -0.2250   0.7351   0.0088
  -8.500   0.4533   0.08086   0.07731  -0.2229   0.7325   0.0090
  -8.250   0.4548   0.07982   0.07628  -0.2211   0.7295   0.0093
  -8.000   0.4557   0.07882   0.07529  -0.2190   0.7258   0.0095
  -7.750   0.4546   0.07786   0.07433  -0.2165   0.7216   0.0097
  -7.500   0.4498   0.07716   0.07363  -0.2130   0.7172   0.0097
  -7.250   0.4479   0.07621   0.07271  -0.2104   0.7147   0.0101
  -7.000   0.4462   0.07538   0.07189  -0.2077   0.7115   0.0101
  -6.750   0.4398   0.07476   0.07128  -0.2038   0.7068   0.0103
  -6.500   0.4269   0.07451   0.07104  -0.1983   0.7014   0.0105
  -6.250   0.4201   0.07387   0.07043  -0.1945   0.6985   0.0106
  -6.000   0.4166   0.07292   0.06951  -0.1916   0.6952   0.0108
  -5.750   0.4152   0.07193   0.06853  -0.1891   0.6914   0.0109
  -5.500   0.4132   0.07095   0.06754  -0.1865   0.6864   0.0109
  -5.250   0.4130   0.06990   0.06650  -0.1843   0.6829   0.0114
  -5.000   0.4153   0.06874   0.06536  -0.1827   0.6797   0.0115
  -4.750   0.4195   0.06744   0.06406  -0.1816   0.6763   0.0117
  -4.500   0.4235   0.06624   0.06287  -0.1805   0.6719   0.0120
  -4.250   0.4249   0.06518   0.06180  -0.1786   0.6676   0.0122
  -4.000   0.4329   0.06374   0.06036  -0.1785   0.6645   0.0125
  -3.750   0.4435   0.06219   0.05882  -0.1789   0.6621   0.0126
  -3.500   0.4550   0.06054   0.05716  -0.1796   0.6588   0.0130
  -3.250   0.4648   0.05924   0.05585  -0.1796   0.6548   0.0131
  -3.000   0.4755   0.05776   0.05436  -0.1800   0.6505   0.0135
  -2.750   0.4924   0.05621   0.05280  -0.1815   0.6475   0.0137
  -2.500   0.5119   0.05450   0.05108  -0.1837   0.6449   0.0140
  -2.250   0.5313   0.05288   0.04943  -0.1858   0.6406   0.0142
  -2.000   0.5529   0.05121   0.04774  -0.1883   0.6377   0.0147
  -1.750   0.5740   0.04967   0.04617  -0.1906   0.6336   0.0150
  -1.500   0.6022   0.04783   0.04430  -0.1945   0.6309   0.0154
  -1.250   0.6334   0.04600   0.04244  -0.1989   0.6286   0.0156
  -1.000   0.6645   0.04437   0.04078  -0.2030   0.6248   0.0161
  -0.750   0.6959   0.04289   0.03927  -0.2071   0.6212   0.0164
  -0.500   0.7294   0.04139   0.03772  -0.2115   0.6179   0.0167
  -0.250   0.7677   0.03976   0.03606  -0.2169   0.6153   0.0172
   0.500   0.8825   0.03550   0.03163  -0.2324   0.6006   0.0187
   0.750   0.9079   0.03493   0.03097  -0.2343   0.5855   0.0191
   1.000   0.9204   0.03507   0.03092  -0.2337   0.5531   0.0194
   1.250   0.9401   0.03493   0.03063  -0.2344   0.5295   0.0198
   1.500   0.8984   0.03818   0.03335  -0.2230   0.4232   0.0198
   1.750   0.8956   0.03953   0.03437  -0.2196   0.3539   0.0199
   2.000   0.8803   0.04179   0.03618  -0.2141   0.2485   0.0200
   2.250   0.8606   0.04458   0.03841  -0.2080   0.0304   0.0204
   2.500   0.8960   0.04398   0.03772  -0.2118   0.0130   0.0207
   2.750   0.9316   0.04342   0.03709  -0.2155   0.0123   0.0211
   3.000   0.9665   0.04294   0.03656  -0.2189   0.0122   0.0217
   3.250   0.9990   0.04263   0.03618  -0.2217   0.0115   0.0220
   3.500   1.0315   0.04234   0.03583  -0.2244   0.0111   0.0224
   3.750   1.0645   0.04208   0.03550  -0.2272   0.0111   0.0231
   4.000   1.0969   0.04188   0.03523  -0.2297   0.0108   0.0236
   4.250   1.1301   0.04167   0.03495  -0.2322   0.0107   0.0242
   4.500   1.1578   0.04176   0.03499  -0.2337   0.0105   0.0245
   4.750   1.1844   0.04194   0.03511  -0.2348   0.0103   0.0248
   5.000   1.2118   0.04209   0.03520  -0.2360   0.0102   0.0253
   5.250   1.2396   0.04224   0.03528  -0.2372   0.0102   0.0260
   5.500   1.2672   0.04242   0.03538  -0.2382   0.0102   0.0265
   5.750   1.2958   0.04256   0.03544  -0.2394   0.0101   0.0272
   6.000   1.3208   0.04292   0.03572  -0.2399   0.0101   0.0276
   6.250   1.3445   0.04335   0.03608  -0.2401   0.0101   0.0279
   6.500   1.3692   0.04371   0.03635  -0.2403   0.0100   0.0286
   6.750   1.3975   0.04383   0.03628  -0.2411   0.0100   0.0294
   7.000   1.4375   0.04262   0.03435  -0.2435   0.0100   0.0320
   7.250   1.4531   0.04351   0.03520  -0.2420   0.0100   0.0322
   7.500   1.4680   0.04449   0.03617  -0.2405   0.0100   0.0325
   7.750   1.4815   0.04562   0.03729  -0.2389   0.0099   0.0327
   8.000   1.4954   0.04672   0.03839  -0.2373   0.0099   0.0328
   8.250   1.5097   0.04779   0.03946  -0.2357   0.0097   0.0330
   8.500   1.5232   0.04894   0.04063  -0.2341   0.0097   0.0332
   8.750   1.5357   0.05023   0.04194  -0.2325   0.0095   0.0335
   9.000   1.5483   0.05150   0.04323  -0.2308   0.0095   0.0335
   9.250   1.5613   0.05274   0.04450  -0.2292   0.0095   0.0336
   9.500   1.5738   0.05407   0.04584  -0.2276   0.0094   0.0336
   9.750   1.5850   0.05553   0.04734  -0.2260   0.0094   0.0336
  10.000   1.5968   0.05695   0.04879  -0.2243   0.0093   0.0337
  10.250   1.6089   0.05834   0.05022  -0.2228   0.0092   0.0337
  10.500   1.6194   0.05993   0.05185  -0.2211   0.0092   0.0337
  10.750   1.6299   0.06154   0.05349  -0.2195   0.0091   0.0338
  11.000   1.6410   0.06308   0.05507  -0.2179   0.0091   0.0338
  11.250   1.6516   0.06470   0.05673  -0.2164   0.0090   0.0339
  11.500   1.6606   0.06653   0.05861  -0.2147   0.0090   0.0339
  11.750   1.6708   0.06821   0.06033  -0.2132   0.0088   0.0342
  12.000   1.6807   0.06995   0.06212  -0.2117   0.0088   0.0344
  12.250   1.6891   0.07189   0.06412  -0.2101   0.0087   0.0346
  12.500   1.6979   0.07380   0.06607  -0.2086   0.0086   0.0349
  12.750   1.7073   0.07562   0.06794  -0.2072   0.0086   0.0349
  13.000   1.7151   0.07769   0.07006  -0.2057   0.0085   0.0354
  13.250   1.7227   0.07977   0.07220  -0.2042   0.0085   0.0359
  13.500   1.7314   0.08171   0.07420  -0.2029   0.0083   0.0371
  13.750   1.7384   0.08392   0.07647  -0.2015   0.0083   0.0386
  14.000   1.7458   0.08607   0.07868  -0.2002   0.0082   0.0457
  14.250   1.7541   0.08813   0.08089  -0.1990   0.0081   0.1601
  14.500   1.7617   0.09027   0.08313  -0.1978   0.0079   0.2119
  14.750   1.7687   0.09250   0.08543  -0.1966   0.0078   0.2392
  15.000   1.7765   0.09458   0.08758  -0.1954   0.0077   0.2725
  15.250   1.7837   0.09680   0.08996  -0.1944   0.0076   0.4277
  16.000   1.8056   0.10331   0.09706  -0.1916   0.0075   1.0000
  16.250   1.8105   0.10577   0.09958  -0.1906   0.0074   1.0000
  16.500   1.8161   0.10809   0.10195  -0.1895   0.0074   1.0000
  16.750   1.8220   0.11035   0.10426  -0.1886   0.0074   1.0000
  17.000   1.8267   0.11281   0.10678  -0.1876   0.0073   1.0000
  17.250   1.8319   0.11514   0.10916  -0.1868   0.0073   1.0000
  17.500   1.8378   0.11734   0.11142  -0.1859   0.0073   1.0000
  17.750   1.8424   0.11975   0.11389  -0.1851   0.0072   1.0000
  18.000   1.8475   0.12204   0.11624  -0.1844   0.0072   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)