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=1


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 13.07 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=1
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-160-050-gn-50000-n1.txt
Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   1.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000  -0.0371   0.16044   0.15211  -0.1054   0.7921   0.0137
 -11.750  -0.0352   0.15887   0.15054  -0.1049   0.7886   0.0137
 -11.000  -0.0267   0.15384   0.14552  -0.1040   0.7797   0.0148
 -10.750  -0.0279   0.15273   0.14443  -0.1026   0.7752   0.0152
 -10.500  -0.0262   0.15117   0.14287  -0.1020   0.7718   0.0155
 -10.250  -0.0230   0.14937   0.14107  -0.1018   0.7691   0.0158
  -9.750  -0.0219   0.14661   0.13833  -0.0999   0.7618   0.0159
  -9.500  -0.0225   0.14536   0.13711  -0.0987   0.7576   0.0159
  -9.250  -0.0206   0.14382   0.13557  -0.0981   0.7544   0.0159
  -9.000  -0.0174   0.14207   0.13381  -0.0978   0.7518   0.0160
  -8.750  -0.0170   0.14073   0.13248  -0.0968   0.7484   0.0160
  -8.500  -0.0204   0.13988   0.13167  -0.0949   0.7434   0.0162
  -8.250  -0.0202   0.13861   0.13040  -0.0938   0.7396   0.0165
  -8.000  -0.0182   0.13710   0.12890  -0.0932   0.7366   0.0172
  -7.500  -0.0209   0.13486   0.12670  -0.0904   0.7289   0.0179
  -7.250  -0.0231   0.13378   0.12565  -0.0888   0.7244   0.0182
  -7.000  -0.0228   0.13240   0.12428  -0.0878   0.7210   0.0183
  -6.500  -0.0264   0.13014   0.12206  -0.0848   0.7137   0.0183
  -6.250  -0.0310   0.12931   0.12127  -0.0828   0.7090   0.0184
  -6.000  -0.0330   0.12814   0.12012  -0.0812   0.7052   0.0184
  -5.500  -0.0398   0.12611   0.11811  -0.0776   0.6978   0.0185
  -5.250  -0.0458   0.12544   0.11750  -0.0753   0.6929   0.0187
  -5.000  -0.0465   0.12422   0.11630  -0.0741   0.6891   0.0190
  -4.500  -0.0449   0.12155   0.11365  -0.0724   0.6820   0.0201
  -4.250  -0.0467   0.12055   0.11269  -0.0711   0.6773   0.0204
  -4.000  -0.0446   0.11909   0.11124  -0.0707   0.6732   0.0207
  -3.750  -0.0394   0.11730   0.10943  -0.0708   0.6701   0.0208
  -3.500  -0.0343   0.11559   0.10772  -0.0709   0.6669   0.0209
  -3.250  -0.0333   0.11448   0.10664  -0.0704   0.6621   0.0209
  -3.000  -0.0280   0.11291   0.10507  -0.0706   0.6582   0.0210
  -2.750  -0.0192   0.11106   0.10321  -0.0715   0.6548   0.0210
  -2.250  -0.0005   0.10759   0.09972  -0.0736   0.6477   0.0214
  -2.000   0.0087   0.10620   0.09834  -0.0745   0.6437   0.0221
  -1.750   0.0219   0.10446   0.09656  -0.0762   0.6402   0.0227
  -1.500   0.0386   0.10245   0.09452  -0.0786   0.6372   0.0233
  -1.000   0.0714   0.09893   0.09095  -0.0834   0.6303   0.0236
  -0.750   0.0893   0.09730   0.08929  -0.0860   0.6266   0.0236
  -0.500   0.1110   0.09545   0.08740  -0.0893   0.6234   0.0237
  -0.250   0.1365   0.09344   0.08533  -0.0932   0.6206   0.0238
   0.250   0.1874   0.09027   0.08207  -0.1009   0.6143   0.0254
   0.500   0.2136   0.08893   0.08069  -0.1050   0.6106   0.0262
   0.750   0.2435   0.08738   0.07908  -0.1096   0.6074   0.0263
   1.000   0.2767   0.08575   0.07738  -0.1147   0.6047   0.0264
   1.250   0.3129   0.08408   0.07563  -0.1202   0.6024   0.0266
   1.500   0.3470   0.08286   0.07433  -0.1253   0.5994   0.0269
   1.750   0.3779   0.08217   0.07361  -0.1299   0.5954   0.0278
   2.000   0.4118   0.08134   0.07273  -0.1348   0.5920   0.0289
   2.250   0.4490   0.08037   0.07170  -0.1402   0.5890   0.0292
   2.500   0.4885   0.07937   0.07061  -0.1458   0.5865   0.0293
   2.750   0.5295   0.07840   0.06956  -0.1515   0.5844   0.0295
   3.000   0.5611   0.07841   0.06954  -0.1558   0.5800   0.0298
   3.250   0.5963   0.07832   0.06941  -0.1605   0.5761   0.0309
   3.500   0.6322   0.07812   0.06917  -0.1650   0.5728   0.0319
   3.750   0.6707   0.07779   0.06878  -0.1698   0.5700   0.0321
   4.000   0.7101   0.07746   0.06839  -0.1745   0.5678   0.0322
   4.250   0.7400   0.07802   0.06893  -0.1779   0.5634   0.0323
   4.500   0.7719   0.07853   0.06942  -0.1815   0.5591   0.0328
   4.750   0.8072   0.07889   0.06973  -0.1854   0.5555   0.0341
   5.000   0.8408   0.07911   0.06993  -0.1886   0.5527   0.0349
   5.250   0.8764   0.07926   0.07003  -0.1921   0.5504   0.0350
   5.500   0.8997   0.08055   0.07133  -0.1940   0.5450   0.0351
   5.750   0.9277   0.08140   0.07218  -0.1963   0.5406   0.0352
   6.000   0.9583   0.08204   0.07280  -0.1988   0.5372   0.0356
   6.250   0.9915   0.08259   0.07331  -0.2014   0.5346   0.0369
   6.500   1.0166   0.08377   0.07450  -0.2031   0.5304   0.0378
   6.750   1.0388   0.08516   0.07592  -0.2043   0.5252   0.0379
   7.000   1.0653   0.08617   0.07692  -0.2058   0.5213   0.0380
   7.250   1.0934   0.08699   0.07773  -0.2073   0.5184   0.0381
   7.500   1.1186   0.08811   0.07883  -0.2085   0.5149   0.0383
   7.750   1.1367   0.08999   0.08076  -0.2091   0.5090   0.0390
   8.000   1.1606   0.09131   0.08205  -0.2100   0.5048   0.0404
   8.250   1.1869   0.09236   0.08305  -0.2110   0.5017   0.0412
   8.500   1.2101   0.09357   0.08422  -0.2115   0.4982   0.0413
   8.750   1.2231   0.09576   0.08641  -0.2112   0.4869   0.0414
   9.000   1.2351   0.09758   0.08821  -0.2105   0.4631   0.0415
   9.250   1.2503   0.09569   0.08305  -0.2058   0.0553   0.0417
   9.500   1.2558   0.09870   0.08577  -0.2049   0.0329   0.0418
   9.750   1.2692   0.10068   0.08766  -0.2044   0.0293   0.0425
  10.000   1.2823   0.10266   0.08955  -0.2038   0.0269   0.0437
  10.250   1.2955   0.10463   0.09138  -0.2032   0.0254   0.0450
  10.500   1.3082   0.10657   0.09324  -0.2025   0.0239   0.0458
  10.750   1.3197   0.10856   0.09516  -0.2018   0.0227   0.0461
  11.000   1.3301   0.11059   0.09719  -0.2009   0.0219   0.0464
  11.250   1.3399   0.11267   0.09928  -0.2001   0.0215   0.0469
  11.500   1.3492   0.11479   0.10141  -0.1992   0.0212   0.0483
  11.750   1.3586   0.11689   0.10355  -0.1984   0.0207   0.0503
  12.000   1.3676   0.11902   0.10578  -0.1976   0.0201   0.0518
  12.250   1.3761   0.12120   0.10805  -0.1968   0.0194   0.0529
  12.500   1.3843   0.12340   0.11034  -0.1960   0.0187   0.0549
  12.750   1.3923   0.12562   0.11266  -0.1953   0.0181   0.0578
  13.000   1.3999   0.12787   0.11503  -0.1947   0.0176   0.0606
  13.250   1.4074   0.13012   0.11740  -0.1941   0.0172   0.0647
  13.500   1.4149   0.13238   0.11979  -0.1935   0.0169   0.0703
  13.750   1.4222   0.13464   0.12221  -0.1930   0.0167   0.0794
  14.000   1.4297   0.13686   0.12465  -0.1925   0.0166   0.1022
  14.250   1.4376   0.13906   0.12720  -0.1922   0.0165   0.1929
  14.500   1.4442   0.14009   0.12865  -0.1918   0.0164   1.0000
  14.750   1.4520   0.14202   0.13066  -0.1912   0.0163   1.0000
  15.000   1.4602   0.14382   0.13251  -0.1906   0.0162   1.0000
  15.250   1.4691   0.14543   0.13420  -0.1900   0.0161   1.0000
  15.500   1.4789   0.14683   0.13567  -0.1892   0.0160   1.0000
  15.750   1.4897   0.14798   0.13690  -0.1884   0.0159   1.0000
  16.000   1.5019   0.14881   0.13784  -0.1875   0.0157   1.0000
  16.250   1.5157   0.14930   0.13842  -0.1864   0.0156   1.0000
  16.500   1.5311   0.14944   0.13866  -0.1852   0.0153   1.0000
  16.750   1.5481   0.14931   0.13863  -0.1839   0.0148   1.0000
  17.000   1.5658   0.14908   0.13852  -0.1827   0.0143   1.0000
  17.250   1.5833   0.14891   0.13849  -0.1815   0.0138   1.0000
  17.500   1.6007   0.14879   0.13849  -0.1804   0.0135   1.0000
  17.750   1.6215   0.14815   0.13800  -0.1790   0.0132   1.0000
  18.000   1.6420   0.14772   0.13778  -0.1777   0.0131   1.0000
  18.250   1.6593   0.14798   0.13829  -0.1767   0.0129   1.0000
  18.500   1.6731   0.14892   0.13947  -0.1760   0.0129   1.0000
  18.750   1.6833   0.15054   0.14135  -0.1756   0.0128   1.0000
  19.000   1.6900   0.15276   0.14384  -0.1755   0.0127   1.0000
  19.250   1.6934   0.15553   0.14689  -0.1757   0.0126   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)