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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 16.48 at α=15.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-160-050-gn-50000.txt
Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.3769   0.18212   0.17636  -0.0123   1.0000   0.0486
  -7.500  -0.3774   0.18062   0.17488  -0.0117   1.0000   0.0492
  -7.250  -0.3783   0.17919   0.17347  -0.0112   1.0000   0.0498
  -7.000  -0.3794   0.17791   0.17221  -0.0106   1.0000   0.0503
  -6.750  -0.3005   0.17367   0.16849  -0.0176   0.9871   0.0517
  -6.500  -0.2932   0.17124   0.16604  -0.0185   0.9851   0.0522
  -6.250  -0.2939   0.16883   0.16363  -0.0177   0.9831   0.0527
  -6.000  -0.2919   0.16703   0.16184  -0.0179   0.9796   0.0532
  -5.750  -0.2882   0.16571   0.16050  -0.0186   0.9765   0.0539
  -5.500  -0.3823   0.17061   0.16502  -0.0091   0.9963   0.0519
  -5.250  -0.3766   0.16834   0.16273  -0.0098   0.9942   0.0525
  -5.000  -0.3758   0.16648   0.16088  -0.0095   0.9918   0.0530
  -4.750  -0.3728   0.16503   0.15944  -0.0099   0.9885   0.0536
  -4.500  -0.3679   0.16410   0.15850  -0.0109   0.9855   0.0544
  -4.250  -0.3684   0.16245   0.15686  -0.0105   0.9833   0.0551
  -4.000  -0.3648   0.16086   0.15528  -0.0112   0.9793   0.0559
  -3.750  -0.3563   0.16000   0.15440  -0.0135   0.9757   0.0568
  -3.500  -0.3494   0.15967   0.15406  -0.0156   0.9735   0.0573
  -3.000  -0.3335   0.15724   0.15164  -0.0202   0.9657   0.0578
  -2.750  -0.3258   0.15355   0.14793  -0.0202   0.9629   0.0583
  -2.500  -0.3216   0.15111   0.14549  -0.0202   0.9610   0.0590
  -2.250  -0.3182   0.14849   0.14288  -0.0201   0.9574   0.0597
  -2.000  -0.3074   0.14643   0.14081  -0.0220   0.9533   0.0607
  -1.750  -0.2904   0.14504   0.13939  -0.0255   0.9501   0.0620
  -1.500  -0.2772   0.14372   0.13804  -0.0283   0.9479   0.0634
  -1.250  -0.2616   0.14236   0.13666  -0.0321   0.9438   0.0644
  -1.000  -0.2273   0.14243   0.13665  -0.0411   0.9395   0.0651
  -0.750  -0.2224   0.13853   0.13277  -0.0399   0.9366   0.0657
  -0.500  -0.2101   0.13649   0.13070  -0.0413   0.9347   0.0667
  -0.250  -0.2049   0.13349   0.12772  -0.0413   0.9312   0.0677
   0.000  -0.1869   0.13144   0.12566  -0.0443   0.9268   0.0692
   0.250  -0.1594   0.13018   0.12432  -0.0497   0.9233   0.0711
   0.750  -0.0922   0.12888   0.12289  -0.0642   0.9182   0.0743
   1.000  -0.0867   0.12552   0.11956  -0.0634   0.9137   0.0754
   1.250  -0.0646   0.12367   0.11769  -0.0666   0.9099   0.0774
   1.500  -0.0297   0.12316   0.11709  -0.0730   0.9073   0.0802
   1.750   0.0139   0.12373   0.11756  -0.0820   0.9052   0.0832
   2.000   0.0513   0.12299   0.11676  -0.0897   0.9004   0.0845
   2.250   0.0601   0.11987   0.11368  -0.0892   0.8964   0.0859
   2.500   0.0877   0.11888   0.11264  -0.0932   0.8933   0.0893
   2.750   0.1661   0.12319   0.11675  -0.1096   0.8913   0.0955
   3.000   0.1762   0.12039   0.11399  -0.1104   0.8873   0.0963
   3.250   0.1858   0.11756   0.11119  -0.1100   0.8827   0.0981
   3.500   0.2167   0.11716   0.11077  -0.1144   0.8792   0.1020
   3.750   0.2954   0.12183   0.11525  -0.1302   0.8767   0.1091
   4.000   0.2954   0.11873   0.11222  -0.1280   0.8742   0.1107
   4.250   0.3111   0.11727   0.11079  -0.1292   0.8688   0.1149
   4.500   0.3774   0.12100   0.11436  -0.1417   0.8642   0.1229
   4.750   0.3980   0.11999   0.11340  -0.1433   0.8621   0.1267
   5.000   0.4300   0.12135   0.11472  -0.1479   0.8601   0.1341
   5.250   0.4565   0.12131   0.11468  -0.1520   0.8539   0.1383
   5.500   0.4808   0.12121   0.11460  -0.1544   0.8498   0.1452
   5.750   0.5262   0.12371   0.11705  -0.1614   0.8469   0.1558
   6.000   0.5680   0.12705   0.12032  -0.1679   0.8448   0.1678
   6.250   0.5704   0.12478   0.11816  -0.1665   0.8391   0.1716
   6.500   0.6085   0.12691   0.12026  -0.1718   0.8343   0.1842
   6.750   0.6486   0.12976   0.12309  -0.1772   0.8314   0.1993
   7.000   0.6798   0.13232   0.12564  -0.1810   0.8295   0.2151
   7.250   0.6816   0.13057   0.12401  -0.1797   0.8234   0.2245
   7.500   0.7146   0.13280   0.12623  -0.1837   0.8185   0.2475
   7.750   0.7489   0.13571   0.12917  -0.1876   0.8156   0.2769
   8.000   0.7743   0.13797   0.13149  -0.1901   0.8137   0.3030
   8.250   0.7805   0.13741   0.13100  -0.1898   0.8070   0.3280
   8.500   0.8057   0.13910   0.13277  -0.1920   0.8025   0.3784
   8.750   0.6820   0.13672   0.13155  -0.1647   0.7554   0.3811
   9.000   0.7096   0.13981   0.13479  -0.1673   0.7521   0.4961
   9.250   0.7442   0.14433   0.13941  -0.1713   0.7504   0.6184
   9.500   0.7396   0.14203   0.13723  -0.1700   0.7424   0.6517
   9.750   0.7704   0.14526   0.14046  -0.1736   0.7374   0.7105
  10.000   0.8061   0.15002   0.14520  -0.1778   0.7347   0.7525
  10.250   0.8052   0.14919   0.14447  -0.1773   0.7279   0.7656
  10.500   0.8293   0.15180   0.14713  -0.1797   0.7217   0.7820
  10.750   0.8625   0.15671   0.15206  -0.1831   0.7183   0.7856
  11.000   0.8610   0.15587   0.15133  -0.1825   0.7096   0.7805
  11.250   0.8848   0.15818   0.15368  -0.1845   0.6957   0.7408
  11.500   0.9148   0.15998   0.15554  -0.1864   0.6729   0.6375
  11.750   0.9494   0.16181   0.15743  -0.1882   0.6491   0.5175
  12.000   1.2088   0.12148   0.11614  -0.1765   0.3954   0.2500
  12.250   1.1989   0.12509   0.11991  -0.1752   0.3526   0.2498
  12.500   1.2241   0.12134   0.11372  -0.1702   0.1335   0.2579
  12.750   1.2216   0.12428   0.11657  -0.1691   0.1262   0.2621
  13.000   1.2205   0.12689   0.11909  -0.1680   0.1218   0.2675
  13.250   1.2263   0.12869   0.12092  -0.1669   0.1184   0.2766
  13.500   1.2348   0.13003   0.12230  -0.1656   0.1153   0.2974
  13.750   1.2480   0.13074   0.12305  -0.1642   0.1127   0.3371
  14.000   1.2743   0.13011   0.12258  -0.1637   0.1101   1.0000
  14.250   1.3133   0.12596   0.11776  -0.1604   0.1068   1.0000
  14.500   1.3577   0.12165   0.11338  -0.1576   0.1036   1.0000
  14.750   1.4820   0.10874   0.10016  -0.1547   0.1015   1.0000
  15.000   1.6095   0.10206   0.09337  -0.1560   0.1034   1.0000
  15.250   1.6846   0.10246   0.09391  -0.1576   0.1050   1.0000
  15.500   1.7339   0.10524   0.09687  -0.1585   0.1059   1.0000
  15.750   1.7716   0.10874   0.10061  -0.1588   0.1077   1.0000
  16.000   1.7265   0.11139   0.10384  -0.1541   0.1090   1.0000
  16.250   1.6809   0.11557   0.10862  -0.1505   0.1105   1.0000
  16.500   1.6410   0.12075   0.11433  -0.1481   0.1122   1.0000
  16.750   1.6038   0.12664   0.12069  -0.1467   0.1143   1.0000
  17.000   1.5680   0.13315   0.12760  -0.1462   0.1160   1.0000
  17.250   1.5342   0.14016   0.13495  -0.1465   0.1178   1.0000
  17.500   1.5622   0.14429   0.13916  -0.1461   0.1224   1.0000
  17.750   1.4918   0.15397   0.14927  -0.1482   0.1227   1.0000
  18.000   1.2680   0.19861   0.19471  -0.1728   0.1334   1.0000
  18.250   1.2863   0.20023   0.19635  -0.1712   0.1374   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)