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