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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 39.08 at α=6.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-160-050-gn-200000.txt
Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.500  -0.0180   0.12906   0.12536  -0.0871   0.7910   0.0308
  -5.250  -0.0172   0.12733   0.12363  -0.0858   0.7877   0.0310
  -5.000  -0.0096   0.12519   0.12148  -0.0862   0.7857   0.0312
  -4.750   0.0025   0.12280   0.11908  -0.0877   0.7844   0.0316
  -4.500  -0.0296   0.12480   0.12116  -0.0798   0.7755   0.0316
  -4.250  -0.0259   0.12317   0.11953  -0.0796   0.7720   0.0319
  -4.000  -0.0124   0.12066   0.11699  -0.0814   0.7699   0.0323
  -3.750   0.0044   0.11792   0.11422  -0.0839   0.7685   0.0328
  -3.500  -0.0009   0.11750   0.11383  -0.0819   0.7636   0.0331
  -3.250   0.0467   0.11270   0.10893  -0.0912   0.7662   0.0336
  -2.500   0.0608   0.10976   0.10601  -0.0926   0.7516   0.0339
  -2.250   0.0300   0.11193   0.10826  -0.0858   0.7416   0.0339
  -2.000   0.0407   0.10888   0.10519  -0.0859   0.7391   0.0340
  -1.750   0.0620   0.10592   0.10221  -0.0887   0.7374   0.0343
  -1.500   0.0896   0.10298   0.09923  -0.0929   0.7362   0.0348
  -1.250   0.1226   0.09992   0.09613  -0.0982   0.7353   0.0354
  -1.000   0.0943   0.10205   0.09834  -0.0922   0.7249   0.0355
  -0.750   0.1228   0.09963   0.09587  -0.0967   0.7227   0.0361
  -0.500   0.1647   0.09698   0.09315  -0.1041   0.7212   0.0370
  -0.250   0.2358   0.09472   0.09077  -0.1189   0.7202   0.0374
   0.000   0.2543   0.09094   0.08697  -0.1196   0.7193   0.0377
   0.250   0.2366   0.09264   0.08875  -0.1156   0.7095   0.0377
   0.500   0.2631   0.09060   0.08669  -0.1190   0.7071   0.0381
   0.750   0.3020   0.08832   0.08436  -0.1248   0.7055   0.0389
   1.000   0.3489   0.08594   0.08191  -0.1322   0.7043   0.0401
   1.250   0.4507   0.08497   0.08075  -0.1522   0.7037   0.0415
   1.500   0.4708   0.08139   0.07718  -0.1527   0.7029   0.0417
   1.750   0.5093   0.07892   0.07467  -0.1573   0.7022   0.0424
   2.000   0.5585   0.07693   0.07263  -0.1643   0.7017   0.0437
   2.250   0.6596   0.07732   0.07282  -0.1829   0.7009   0.0461
   2.500   0.6353   0.08031   0.07589  -0.1777   0.6882   0.0461
   2.750   0.6559   0.07707   0.07268  -0.1780   0.6872   0.0465
   3.000   0.6953   0.07514   0.07074  -0.1822   0.6865   0.0474
   3.250   0.7451   0.07376   0.06930  -0.1885   0.6859   0.0492
   3.500   0.8209   0.07320   0.06861  -0.2001   0.6855   0.0517
   3.750   0.8548   0.07129   0.06672  -0.2028   0.6850   0.0527
   4.000   0.8282   0.07509   0.07060  -0.1975   0.6713   0.0528
   4.250   0.8732   0.07403   0.06951  -0.2023   0.6704   0.0547
   4.500   0.9463   0.07412   0.06944  -0.2123   0.6698   0.0578
   4.750   0.9760   0.07231   0.06768  -0.2140   0.6692   0.0589
   5.000   1.0178   0.07140   0.06675  -0.2176   0.6687   0.0622
   5.250   1.0856   0.06920   0.06444  -0.2249   0.6678   0.0659
   5.500   1.2722   0.05030   0.04523  -0.2439   0.6706   0.0764
   5.750   1.3907   0.04016   0.03486  -0.2556   0.6641   0.0882
   6.000   1.4394   0.03748   0.03187  -0.2579   0.6328   0.0969
   6.250   1.4503   0.03711   0.03123  -0.2550   0.5842   0.0995
   6.500   1.4438   0.03872   0.03227  -0.2496   0.5053   0.1022
   6.750   1.4187   0.04229   0.03537  -0.2422   0.4339   0.1031
   7.000   1.3847   0.04706   0.03967  -0.2343   0.3518   0.1027
   7.250   1.3567   0.05182   0.04397  -0.2279   0.2622   0.1031
   7.500   1.3265   0.05715   0.04877  -0.2217   0.1375   0.1031
   7.750   1.3232   0.06109   0.05231  -0.2188   0.0599   0.1095
   8.000   1.3337   0.06235   0.05364  -0.2176   0.0534   0.1120
   8.250   1.3502   0.06405   0.05530  -0.2168   0.0510   0.1236
   8.500   1.3594   0.06548   0.05686  -0.2154   0.0490   0.1283
   8.750   1.3717   0.06742   0.05881  -0.2143   0.0476   0.1396
   9.000   1.3798   0.06938   0.06088  -0.2128   0.0464   0.1465
   9.250   1.3911   0.07127   0.06282  -0.2117   0.0455   0.1572
   9.500   1.4009   0.07334   0.06494  -0.2104   0.0444   0.1708
   9.750   1.4085   0.07564   0.06730  -0.2090   0.0438   0.1856
  10.000   1.4146   0.07810   0.06982  -0.2075   0.0433   0.2011
  10.250   1.4202   0.08059   0.07239  -0.2059   0.0429   0.2178
  10.500   1.4256   0.08310   0.07497  -0.2044   0.0426   0.2365
  10.750   1.4315   0.08550   0.07742  -0.2029   0.0423   0.2672
  11.000   1.4527   0.08777   0.07936  -0.2026   0.0420   0.1551
  11.250   1.4555   0.09006   0.08181  -0.2007   0.0419   0.2114
  11.500   1.4618   0.09188   0.08379  -0.1992   0.0418   0.2849
  11.750   1.4945   0.09369   0.08483  -0.1995   0.0416   0.0933
  12.000   1.5088   0.09501   0.08610  -0.1982   0.0416   0.0928
  12.250   1.5258   0.09583   0.08689  -0.1967   0.0418   0.0934
  12.500   1.5456   0.09620   0.08723  -0.1953   0.0419   0.0955
  12.750   1.5685   0.09624   0.08727  -0.1942   0.0416   0.1031
  13.000   1.5958   0.09578   0.08676  -0.1933   0.0411   0.1197
  13.250   1.6301   0.09414   0.08569  -0.1925   0.0421   1.0000
  13.500   1.6964   0.08997   0.08138  -0.1929   0.0446   1.0000
  15.000   2.0478   0.10803   0.10133  -0.1999   0.0670   1.0000
  15.250   2.0075   0.10967   0.10329  -0.1921   0.0669   1.0000
  15.500   1.9558   0.11076   0.10476  -0.1836   0.0669   1.0000
  15.750   1.9113   0.11243   0.10677  -0.1768   0.0668   1.0000
  16.000   1.8653   0.11414   0.10881  -0.1706   0.0666   1.0000
  16.250   1.8227   0.11635   0.11133  -0.1655   0.0665   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)