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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 37.91 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-160-050-gn-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250   0.2043   0.12577   0.12118  -0.1699   0.8699   0.0242
 -11.000   0.2082   0.12407   0.11948  -0.1696   0.8668   0.0242
 -10.750   0.2182   0.12186   0.11724  -0.1710   0.8652   0.0243
 -10.500   0.2301   0.11922   0.11459  -0.1726   0.8641   0.0246
 -10.250   0.2436   0.11674   0.11209  -0.1746   0.8632   0.0251
 -10.000   0.2581   0.11420   0.10952  -0.1770   0.8623   0.0255
  -9.750   0.2280   0.11608   0.11149  -0.1667   0.8520   0.0255
  -9.500   0.2368   0.11403   0.10942  -0.1675   0.8501   0.0260
  -9.000   0.2605   0.10935   0.10470  -0.1707   0.8477   0.0268
  -8.750   0.2384   0.11044   0.10585  -0.1630   0.8394   0.0269
  -8.500   0.2393   0.10916   0.10458  -0.1616   0.8356   0.0270
  -8.250   0.2483   0.10715   0.10255  -0.1624   0.8338   0.0272
  -8.000   0.2590   0.10503   0.10041  -0.1637   0.8325   0.0273
  -7.500   0.2340   0.10541   0.10087  -0.1541   0.8199   0.0274
  -7.250   0.2432   0.10294   0.09839  -0.1544   0.8183   0.0276
  -7.000   0.2533   0.10086   0.09629  -0.1551   0.8169   0.0279
  -6.750   0.2642   0.09876   0.09418  -0.1561   0.8158   0.0282
  -6.500   0.2265   0.10123   0.09675  -0.1449   0.8043   0.0281
  -6.250   0.2321   0.09954   0.09505  -0.1446   0.8022   0.0285
  -6.000   0.2397   0.09768   0.09318  -0.1447   0.8007   0.0289
  -5.750   0.2057   0.09983   0.09542  -0.1348   0.7905   0.0289
  -5.500   0.2049   0.09866   0.09425  -0.1330   0.7872   0.0292
  -5.250   0.2124   0.09670   0.09228  -0.1332   0.7855   0.0297
  -5.000   0.2244   0.09444   0.08999  -0.1345   0.7842   0.0300
  -4.750   0.1902   0.09662   0.09227  -0.1250   0.7729   0.0300
  -4.500   0.1992   0.09465   0.09028  -0.1257   0.7706   0.0303
  -4.250   0.2138   0.09245   0.08806  -0.1279   0.7690   0.0305
  -4.000   0.2321   0.09002   0.08558  -0.1309   0.7679   0.0305
  -3.750   0.2008   0.09207   0.08772  -0.1224   0.7562   0.0305
  -3.500   0.2127   0.08956   0.08520  -0.1233   0.7544   0.0306
  -3.250   0.2276   0.08699   0.08262  -0.1246   0.7531   0.0309
  -3.000   0.2464   0.08441   0.08002  -0.1269   0.7521   0.0313
  -2.750   0.2518   0.08331   0.07892  -0.1264   0.7479   0.0315
  -2.500   0.2887   0.07953   0.07506  -0.1326   0.7497   0.0322
  -1.500   0.3084   0.07738   0.07296  -0.1313   0.7252   0.0336
  -1.250   0.3411   0.07519   0.07072  -0.1369   0.7234   0.0337
  -1.000   0.3766   0.07262   0.06809  -0.1428   0.7222   0.0338
  -0.750   0.3989   0.06994   0.06539  -0.1449   0.7211   0.0341
  -0.500   0.4304   0.06747   0.06289  -0.1491   0.7203   0.0345
  -0.250   0.4681   0.06506   0.06043  -0.1546   0.7197   0.0356
   0.000   0.4686   0.06583   0.06123  -0.1532   0.7109   0.0363
   0.250   0.5085   0.06409   0.05943  -0.1595   0.7085   0.0370
   0.500   0.5653   0.06201   0.05727  -0.1694   0.7076   0.0373
   0.750   0.6154   0.05974   0.05492  -0.1773   0.7068   0.0374
   1.000   0.6442   0.05747   0.05265  -0.1801   0.7057   0.0378
   1.250   0.6848   0.05554   0.05068  -0.1853   0.7050   0.0391
   1.500   0.7379   0.05367   0.04874  -0.1932   0.7045   0.0408
   1.750   0.8142   0.05217   0.04710  -0.2061   0.7044   0.0414
   2.000   0.8502   0.04998   0.04489  -0.2099   0.7038   0.0417
   2.250   0.8893   0.04820   0.04310  -0.2141   0.7032   0.0427
   2.500   0.9435   0.04672   0.04155  -0.2214   0.7029   0.0455
   2.750   1.0156   0.04541   0.04010  -0.2323   0.7027   0.0462
   3.000   1.0493   0.04348   0.03818  -0.2350   0.7022   0.0469
   3.250   1.0945   0.04206   0.03674  -0.2398   0.7017   0.0483
   3.500   1.1654   0.04119   0.03571  -0.2497   0.7015   0.0516
   4.000   1.1697   0.04271   0.03737  -0.2438   0.6875   0.0525
   4.250   1.2587   0.03784   0.03230  -0.2546   0.6844   0.0561
   4.500   1.2627   0.04001   0.03444  -0.2518   0.6719   0.0575
   4.750   1.2877   0.03919   0.03357  -0.2522   0.6588   0.0581
   5.000   1.3151   0.03803   0.03234  -0.2527   0.6443   0.0595
   5.250   1.3577   0.03772   0.03179  -0.2556   0.6274   0.0651
   5.500   1.3837   0.03650   0.03042  -0.2558   0.6011   0.0663
   5.750   1.3928   0.03699   0.03054  -0.2530   0.5478   0.0677
   6.000   1.3778   0.03948   0.03253  -0.2468   0.4764   0.0684
   6.250   1.3514   0.04325   0.03587  -0.2394   0.4047   0.0686
   6.500   1.3189   0.04797   0.04011  -0.2319   0.3158   0.0685
   6.750   1.2923   0.05263   0.04428  -0.2257   0.2120   0.0686
   7.000   1.2644   0.05777   0.04889  -0.2198   0.0596   0.0687
   7.250   1.2771   0.05955   0.05054  -0.2189   0.0377   0.0715
   7.500   1.3009   0.06083   0.05171  -0.2193   0.0342   0.0745
   7.750   1.3138   0.06210   0.05304  -0.2184   0.0321   0.0757
   8.000   1.3295   0.06335   0.05430  -0.2177   0.0310   0.0773
   8.250   1.3483   0.06475   0.05566  -0.2173   0.0302   0.0855
   8.500   1.3598   0.06621   0.05720  -0.2161   0.0293   0.0884
   8.750   1.3758   0.06772   0.05870  -0.2155   0.0287   0.0883
   9.000   1.4069   0.06869   0.05930  -0.2165   0.0282   0.0555
   9.250   1.4199   0.07041   0.06099  -0.2154   0.0278   0.0550
   9.500   1.4311   0.07232   0.06285  -0.2141   0.0273   0.0548
   9.750   1.4400   0.07447   0.06496  -0.2127   0.0268   0.0562
  10.000   1.4454   0.07713   0.06760  -0.2110   0.0262   0.0571
  10.250   1.4556   0.07928   0.06973  -0.2099   0.0257   0.0572
  10.500   1.4644   0.08159   0.07205  -0.2086   0.0252   0.0572
  10.750   1.4716   0.08406   0.07455  -0.2073   0.0249   0.0574
  11.000   1.4785   0.08652   0.07702  -0.2058   0.0246   0.0575
  11.250   1.4851   0.08897   0.07951  -0.2044   0.0244   0.0579
  11.500   1.4915   0.09139   0.08197  -0.2030   0.0241   0.0584
  11.750   1.4985   0.09369   0.08433  -0.2015   0.0239   0.0593
  12.000   1.5058   0.09592   0.08660  -0.2001   0.0236   0.0603
  12.250   1.5137   0.09805   0.08878  -0.1988   0.0234   0.0616
  12.500   1.5226   0.10001   0.09076  -0.1974   0.0232   0.0636
  12.750   1.5327   0.10176   0.09253  -0.1961   0.0230   0.0674
  13.000   1.5440   0.10329   0.09407  -0.1949   0.0228   0.0730
  13.250   1.5571   0.10456   0.09535  -0.1937   0.0226   0.0812
  13.500   1.5720   0.10558   0.09646  -0.1926   0.0224   0.1374
  14.000   1.6033   0.10640   0.09774  -0.1902   0.0217   1.0000
  14.250   1.6290   0.10550   0.09669  -0.1891   0.0212   1.0000
  14.500   1.6435   0.10650   0.09780  -0.1879   0.0209   1.0000
  14.750   1.6629   0.10678   0.09813  -0.1869   0.0207   1.0000
  15.000   1.6846   0.10676   0.09817  -0.1858   0.0205   1.0000
  15.250   1.7074   0.10667   0.09816  -0.1848   0.0203   1.0000
  15.500   1.7307   0.10661   0.09820  -0.1839   0.0201   1.0000
  15.750   1.7544   0.10663   0.09833  -0.1830   0.0199   1.0000
  16.000   1.7773   0.10688   0.09871  -0.1822   0.0198   1.0000
  16.250   1.7990   0.10740   0.09939  -0.1813   0.0196   1.0000
  16.500   1.8182   0.10832   0.10050  -0.1804   0.0195   1.0000
  16.750   1.8324   0.10974   0.10210  -0.1795   0.0192   1.0000
  17.000   1.8425   0.11153   0.10407  -0.1785   0.0188   1.0000
  17.250   1.8506   0.11351   0.10623  -0.1775   0.0185   1.0000
  17.500   1.8570   0.11565   0.10857  -0.1765   0.0183   1.0000
  17.750   1.8621   0.11802   0.11113  -0.1755   0.0182   1.0000
  18.000   1.8649   0.12065   0.11397  -0.1746   0.0181   1.0000
  18.250   1.8652   0.12355   0.11709  -0.1737   0.0180   1.0000
  18.500   1.8635   0.12666   0.12042  -0.1728   0.0180   1.0000
  18.750   1.8592   0.13007   0.12406  -0.1721   0.0179   1.0000
  19.000   1.8530   0.13371   0.12792  -0.1716   0.0179   1.0000
  19.250   1.8447   0.13759   0.13204  -0.1713   0.0179   1.0000
  19.500   1.8337   0.14192   0.13662  -0.1712   0.0179   1.0000
  19.750   1.8208   0.14659   0.14153  -0.1715   0.0179   1.0000
  20.000   1.8060   0.15165   0.14684  -0.1721   0.0180   1.0000
  20.250   1.7888   0.15720   0.15266  -0.1733   0.0180   1.0000
  20.500   1.7691   0.16340   0.15911  -0.1750   0.0182   1.0000
  20.750   1.7482   0.17008   0.16605  -0.1774   0.0183   1.0000
  21.000   1.7264   0.17732   0.17354  -0.1805   0.0185   1.0000
  21.250   1.7043   0.18499   0.18144  -0.1844   0.0186   1.0000
  21.500   1.6808   0.19358   0.19024  -0.1893   0.0188   1.0000
  21.750   1.6569   0.20299   0.19985  -0.1953   0.0190   1.0000
  22.000   1.6314   0.21403   0.21108  -0.2030   0.0193   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)