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=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 34.23 at α=4.25°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-160-050-gn-200000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.750   0.2570   0.12198   0.11660  -0.1949   0.8274   0.0078
 -12.500   0.2605   0.12037   0.11499  -0.1943   0.8245   0.0080
 -12.250   0.2653   0.11860   0.11322  -0.1941   0.8213   0.0082
 -12.000   0.2718   0.11670   0.11130  -0.1944   0.8182   0.0085
 -11.750   0.2791   0.11463   0.10921  -0.1950   0.8154   0.0090
 -11.500   0.2839   0.11309   0.10767  -0.1946   0.8125   0.0092
 -11.250   0.2851   0.11179   0.10638  -0.1932   0.8093   0.0093
 -11.000   0.2877   0.11031   0.10489  -0.1922   0.8057   0.0095
 -10.750   0.2926   0.10871   0.10328  -0.1918   0.8024   0.0095
 -10.500   0.2991   0.10696   0.10151  -0.1919   0.7994   0.0096
 -10.250   0.3007   0.10562   0.10018  -0.1905   0.7963   0.0098
 -10.000   0.3005   0.10446   0.09905  -0.1886   0.7929   0.0099
  -9.750   0.3016   0.10320   0.09779  -0.1871   0.7892   0.0100
  -9.500   0.3046   0.10170   0.09628  -0.1862   0.7856   0.0104
  -9.250   0.3093   0.10009   0.09465  -0.1857   0.7825   0.0107
  -9.000   0.3061   0.09916   0.09375  -0.1830   0.7789   0.0112
  -8.750   0.3043   0.09823   0.09285  -0.1806   0.7753   0.0113
  -8.500   0.3044   0.09710   0.09172  -0.1788   0.7712   0.0114
  -8.250   0.3073   0.09576   0.09038  -0.1777   0.7677   0.0114
  -8.000   0.3055   0.09481   0.08944  -0.1753   0.7641   0.0116
  -7.750   0.3004   0.09410   0.08876  -0.1721   0.7601   0.0117
  -7.500   0.2977   0.09323   0.08792  -0.1695   0.7562   0.0117
  -7.250   0.2975   0.09212   0.08681  -0.1676   0.7523   0.0119
  -7.000   0.2945   0.09128   0.08597  -0.1649   0.7484   0.0119
  -6.750   0.2862   0.09083   0.08557  -0.1610   0.7442   0.0120
  -6.500   0.2801   0.09023   0.08500  -0.1576   0.7402   0.0122
  -6.250   0.2750   0.08942   0.08419  -0.1546   0.7360   0.0127
  -6.000   0.2663   0.08891   0.08371  -0.1507   0.7316   0.0130
  -5.750   0.2547   0.08855   0.08341  -0.1462   0.7268   0.0133
  -5.500   0.2508   0.08779   0.08267  -0.1435   0.7229   0.0134
  -5.250   0.2516   0.08665   0.08152  -0.1419   0.7193   0.0136
  -5.000   0.2500   0.08566   0.08055  -0.1398   0.7151   0.0137
  -4.750   0.2462   0.08485   0.07978  -0.1372   0.7105   0.0138
  -4.500   0.2470   0.08372   0.07866  -0.1357   0.7068   0.0139
  -4.250   0.2517   0.08229   0.07722  -0.1351   0.7034   0.0140
  -4.000   0.2561   0.08093   0.07586  -0.1345   0.6997   0.0141
  -3.750   0.2572   0.07991   0.07486  -0.1330   0.6951   0.0142
  -3.500   0.2631   0.07849   0.07345  -0.1327   0.6913   0.0145
  -3.250   0.2725   0.07687   0.07182  -0.1332   0.6881   0.0149
  -3.000   0.2861   0.07479   0.06971  -0.1348   0.6852   0.0158
  -2.750   0.2946   0.07353   0.06846  -0.1349   0.6812   0.0160
  -2.500   0.3063   0.07208   0.06700  -0.1357   0.6771   0.0161
  -2.250   0.3222   0.07041   0.06531  -0.1374   0.6740   0.0162
  -2.000   0.3416   0.06858   0.06346  -0.1398   0.6714   0.0164
  -1.750   0.3650   0.06658   0.06142  -0.1430   0.6689   0.0166
  -1.500   0.3857   0.06492   0.05974  -0.1455   0.6656   0.0168
  -1.250   0.4084   0.06325   0.05804  -0.1485   0.6619   0.0172
  -1.000   0.4374   0.06118   0.05592  -0.1529   0.6590   0.0184
  -0.750   0.4679   0.05929   0.05400  -0.1573   0.6567   0.0186
  -0.500   0.5014   0.05739   0.05204  -0.1621   0.6543   0.0187
  -0.250   0.5384   0.05541   0.05000  -0.1675   0.6521   0.0189
   0.000   0.5733   0.05374   0.04828  -0.1725   0.6493   0.0192
   0.250   0.6095   0.05212   0.04662  -0.1776   0.6463   0.0196
   0.500   0.6511   0.05031   0.04475  -0.1838   0.6440   0.0210
   0.750   0.6933   0.04862   0.04300  -0.1899   0.6419   0.0214
   1.000   0.7352   0.04710   0.04142  -0.1957   0.6392   0.0216
   1.250   0.7787   0.04560   0.03985  -0.2016   0.6368   0.0219
   1.500   0.8232   0.04415   0.03832  -0.2076   0.6346   0.0223
   1.750   0.8649   0.04298   0.03711  -0.2130   0.6318   0.0235
   2.000   0.9083   0.04181   0.03588  -0.2186   0.6294   0.0242
   2.250   0.9489   0.04084   0.03487  -0.2234   0.6267   0.0244
   2.500   0.9888   0.03995   0.03393  -0.2278   0.6236   0.0246
   2.750   1.0293   0.03908   0.03300  -0.2322   0.6206   0.0250
   3.000   1.0705   0.03822   0.03208  -0.2366   0.6181   0.0261
   3.250   1.1091   0.03758   0.03140  -0.2405   0.6156   0.0271
   3.500   1.1446   0.03711   0.03090  -0.2436   0.6125   0.0273
   3.750   1.1788   0.03671   0.03047  -0.2463   0.6090   0.0275
   4.000   1.2130   0.03622   0.02987  -0.2487   0.5989   0.0277
   4.250   1.2379   0.03616   0.02955  -0.2493   0.5684   0.0280
   4.500   1.2433   0.03728   0.03027  -0.2464   0.5167   0.0286
   5.000   1.1891   0.04447   0.03650  -0.2314   0.3509   0.0289
   5.250   1.1630   0.04865   0.04017  -0.2249   0.2421   0.0292
   5.500   1.1410   0.05284   0.04386  -0.2194   0.0967   0.0292
   5.750   1.1520   0.05470   0.04546  -0.2185   0.0200   0.0301
   6.000   1.1769   0.05535   0.04604  -0.2195   0.0170   0.0302
   6.250   1.2014   0.05602   0.04665  -0.2203   0.0159   0.0304
   6.750   1.2473   0.05761   0.04815  -0.2212   0.0141   0.0308
   7.000   1.2692   0.05849   0.04897  -0.2214   0.0138   0.0311
   7.250   1.2933   0.05933   0.04972  -0.2220   0.0136   0.0327
   7.500   1.3157   0.06028   0.05058  -0.2222   0.0134   0.0332
   7.750   1.3366   0.06128   0.05150  -0.2221   0.0132   0.0333
   8.000   1.3578   0.06229   0.05242  -0.2220   0.0130   0.0335
   8.500   1.3956   0.06454   0.05446  -0.2211   0.0128   0.0342
   8.750   1.4109   0.06589   0.05574  -0.2202   0.0127   0.0355
   9.000   1.4263   0.06731   0.05707  -0.2193   0.0126   0.0361
   9.250   1.4409   0.06889   0.05861  -0.2184   0.0125   0.0362
   9.500   1.4538   0.07060   0.06030  -0.2173   0.0124   0.0363
   9.750   1.4658   0.07237   0.06208  -0.2161   0.0124   0.0365
  10.000   1.4769   0.07418   0.06390  -0.2148   0.0123   0.0366
  10.250   1.4868   0.07608   0.06584  -0.2133   0.0122   0.0367
  10.500   1.4960   0.07805   0.06788  -0.2119   0.0121   0.0369
  10.750   1.5049   0.08007   0.06995  -0.2104   0.0121   0.0371
  11.000   1.5129   0.08218   0.07212  -0.2089   0.0120   0.0373
  11.250   1.5205   0.08435   0.07436  -0.2074   0.0118   0.0375
  11.500   1.5280   0.08654   0.07662  -0.2060   0.0117   0.0380
  11.750   1.5351   0.08879   0.07894  -0.2045   0.0114   0.0393
  12.000   1.5419   0.09107   0.08129  -0.2032   0.0112   0.0406
  12.250   1.5490   0.09332   0.08360  -0.2018   0.0110   0.0415
  12.500   1.5555   0.09566   0.08600  -0.2005   0.0108   0.0420
  12.750   1.5621   0.09798   0.08838  -0.1993   0.0106   0.0425
  13.000   1.5688   0.10030   0.09076  -0.1980   0.0105   0.0440
  13.250   1.5749   0.10268   0.09322  -0.1968   0.0105   0.0470
  13.500   1.5813   0.10500   0.09561  -0.1957   0.0104   0.0516
  13.750   1.5881   0.10727   0.09795  -0.1946   0.0103   0.0622
  14.000   1.5955   0.10955   0.10043  -0.1937   0.0103   0.1876
  14.250   1.6025   0.11178   0.10279  -0.1928   0.0102   0.2780
  14.500   1.6096   0.11371   0.10515  -0.1918   0.0101   0.8850
  14.750   1.6153   0.11546   0.10699  -0.1906   0.0101   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)