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=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.14 at α=16.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-160-050-gn-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.1493   0.18196   0.17485  -0.0781   0.9012   0.0385
 -11.000  -0.1478   0.18033   0.17322  -0.0777   0.8980   0.0388
 -10.750  -0.1421   0.17840   0.17128  -0.0784   0.8953   0.0392
 -10.500  -0.1335   0.17623   0.16909  -0.0799   0.8930   0.0396
 -10.250  -0.1259   0.17420   0.16703  -0.0811   0.8906   0.0401
 -10.000  -0.1346   0.17358   0.16647  -0.0779   0.8856   0.0403
  -9.750  -0.1334   0.17222   0.16512  -0.0775   0.8824   0.0407
  -9.500  -0.1282   0.17073   0.16361  -0.0782   0.8796   0.0411
  -9.250  -0.1201   0.16924   0.16209  -0.0798   0.8773   0.0413
  -8.750  -0.1274   0.16739   0.16033  -0.0765   0.8690   0.0415
  -8.500  -0.1238   0.16490   0.15783  -0.0762   0.8661   0.0418
  -8.250  -0.1173   0.16260   0.15553  -0.0767   0.8636   0.0422
  -8.000  -0.1078   0.16031   0.15320  -0.0781   0.8615   0.0427
  -7.750  -0.1174   0.15967   0.15263  -0.0748   0.8563   0.0429
  -7.500  -0.1191   0.15845   0.15143  -0.0735   0.8525   0.0433
  -7.250  -0.1160   0.15686   0.14983  -0.0734   0.8495   0.0437
  -7.000  -0.1095   0.15510   0.14806  -0.0741   0.8471   0.0443
  -6.750  -0.1103   0.15396   0.14692  -0.0732   0.8436   0.0448
  -6.500  -0.1195   0.15349   0.14651  -0.0702   0.8385   0.0452
  -6.250  -0.1204   0.15263   0.14567  -0.0694   0.8350   0.0456
  -6.000  -0.1188   0.15176   0.14480  -0.0693   0.8322   0.0459
  -5.750  -0.1147   0.15090   0.14392  -0.0699   0.8299   0.0460
  -5.250  -0.1350   0.14967   0.14283  -0.0637   0.8198   0.0462
  -5.000  -0.1291   0.14690   0.14003  -0.0636   0.8172   0.0466
  -4.750  -0.1209   0.14452   0.13764  -0.0644   0.8150   0.0470
  -4.500  -0.1299   0.14369   0.13686  -0.0614   0.8101   0.0473
  -4.250  -0.1316   0.14236   0.13556  -0.0602   0.8057   0.0477
  -4.000  -0.1260   0.14055   0.13375  -0.0606   0.8023   0.0483
  -3.750  -0.1167   0.13860   0.13178  -0.0619   0.8000   0.0490
  -3.500  -0.1143   0.13729   0.13048  -0.0617   0.7965   0.0498
  -3.250  -0.1181   0.13642   0.12965  -0.0603   0.7913   0.0503
  -3.000  -0.1085   0.13513   0.12833  -0.0621   0.7876   0.0510
  -2.750  -0.0903   0.13382   0.12698  -0.0661   0.7847   0.0514
  -2.500  -0.0736   0.13115   0.12428  -0.0687   0.7827   0.0517
  -2.250  -0.0826   0.12995   0.12315  -0.0657   0.7773   0.0519
  -2.000  -0.0772   0.12778   0.12098  -0.0655   0.7734   0.0525
  -1.750  -0.0629   0.12552   0.11870  -0.0674   0.7702   0.0532
  -1.250  -0.0306   0.12166   0.11476  -0.0723   0.7644   0.0551
  -1.000  -0.0225   0.12060   0.11372  -0.0734   0.7598   0.0562
  -0.750   0.0099   0.11970   0.11273  -0.0803   0.7559   0.0574
  -0.500   0.0352   0.11729   0.11028  -0.0845   0.7532   0.0580
  -0.250   0.0543   0.11427   0.10724  -0.0863   0.7511   0.0591
   0.000   0.0627   0.11308   0.10604  -0.0870   0.7468   0.0600
   0.250   0.0793   0.11176   0.10471  -0.0893   0.7425   0.0611
   0.500   0.1098   0.11016   0.10305  -0.0944   0.7392   0.0629
   0.750   0.1755   0.11003   0.10272  -0.1081   0.7365   0.0649
   1.000   0.1948   0.10666   0.09935  -0.1094   0.7346   0.0659
   1.250   0.1991   0.10573   0.09846  -0.1088   0.7296   0.0673
   1.500   0.2226   0.10467   0.09738  -0.1121   0.7256   0.0694
   1.750   0.2666   0.10385   0.09646  -0.1197   0.7223   0.0723
   2.000   0.3312   0.10357   0.09602  -0.1317   0.7199   0.0741
   2.250   0.3556   0.10084   0.09328  -0.1336   0.7180   0.0758
   2.500   0.3623   0.10083   0.09331  -0.1337   0.7122   0.0775
   2.750   0.3986   0.10070   0.09312  -0.1393   0.7083   0.0820
   3.250   0.4845   0.09898   0.09127  -0.1517   0.7030   0.0877
   3.500   0.5223   0.09877   0.09100  -0.1568   0.6999   0.0921
   3.750   0.5659   0.10182   0.09394  -0.1647   0.6938   0.0958
   4.000   0.5822   0.09981   0.09202  -0.1651   0.6905   0.0978
   4.250   0.6173   0.09929   0.09147  -0.1690   0.6877   0.1043
   4.500   0.6725   0.09964   0.09171  -0.1769   0.6856   0.1105
   4.750   0.6795   0.10026   0.09241  -0.1765   0.6798   0.1133
   5.000   0.7099   0.10131   0.09344  -0.1801   0.6753   0.1203
   5.250   0.7501   0.10166   0.09376  -0.1850   0.6722   0.1249
   5.500   0.7921   0.10209   0.09413  -0.1895   0.6697   0.1355
   6.000   0.8376   0.10535   0.09742  -0.1939   0.6594   0.1520
   6.250   0.8599   0.10468   0.09684  -0.1950   0.6562   0.1587
   6.500   0.8997   0.10533   0.09747  -0.1989   0.6535   0.1707
   6.750   0.9402   0.10582   0.09794  -0.2026   0.6516   0.1856
   7.000   0.9341   0.10811   0.10036  -0.2006   0.6435   0.1903
   7.250   0.9622   0.10907   0.10136  -0.2027   0.6397   0.2066
   7.500   0.9957   0.10975   0.10208  -0.2051   0.6369   0.2344
   7.750   1.0305   0.11020   0.10258  -0.2075   0.6350   0.2693
   8.000   1.0245   0.11296   0.10547  -0.2058   0.6266   0.2835
   8.250   1.0490   0.11393   0.10653  -0.2070   0.6228   0.3312
   8.500   1.0790   0.11450   0.10717  -0.2085   0.6201   0.3966
   8.750   1.1151   0.11526   0.10795  -0.2108   0.6181   0.4208
   9.000   1.1377   0.12015   0.11241  -0.2136   0.6088   0.1343
   9.250   1.1923   0.11807   0.11016  -0.2158   0.5977   0.1206
  10.750   1.3730   0.10273   0.09363  -0.2052   0.3456   0.1112
  11.000   1.3545   0.10650   0.09489  -0.2008   0.0868   0.1114
  11.250   1.3571   0.10966   0.09789  -0.1996   0.0752   0.1121
  11.500   1.3618   0.11252   0.10068  -0.1986   0.0692   0.1132
  11.750   1.3674   0.11523   0.10335  -0.1976   0.0655   0.1148
  12.000   1.3744   0.11774   0.10588  -0.1966   0.0627   0.1184
  12.250   1.3810   0.12029   0.10845  -0.1957   0.0608   0.1229
  12.500   1.3867   0.12289   0.11116  -0.1949   0.0592   0.1283
  12.750   1.3923   0.12553   0.11384  -0.1941   0.0580   0.1336
  13.000   1.3974   0.12818   0.11655  -0.1933   0.0569   0.1395
  13.250   1.4027   0.13073   0.11917  -0.1925   0.0560   0.1502
  13.500   1.4110   0.13285   0.12144  -0.1917   0.0553   0.1656
  13.750   1.4204   0.13476   0.12353  -0.1910   0.0546   0.1929
  14.000   1.4325   0.13639   0.12553  -0.1903   0.0539   0.2938
  14.250   1.4442   0.13646   0.12571  -0.1892   0.0533   1.0000
  14.500   1.4593   0.13687   0.12604  -0.1877   0.0526   1.0000
  14.750   1.4784   0.13648   0.12562  -0.1860   0.0515   1.0000
  15.000   1.5032   0.13505   0.12411  -0.1840   0.0500   1.0000
  15.250   1.5430   0.13108   0.11994  -0.1814   0.0479   1.0000
  15.500   1.6358   0.12073   0.10924  -0.1781   0.0463   1.0000
  15.750   1.6942   0.11750   0.10605  -0.1770   0.0459   1.0000
  16.000   1.7399   0.11663   0.10537  -0.1764   0.0457   1.0000
  16.250   1.7752   0.11727   0.10622  -0.1758   0.0456   1.0000
  16.500   1.7970   0.11899   0.10822  -0.1750   0.0453   1.0000
  16.750   1.8105   0.12126   0.11083  -0.1740   0.0448   1.0000
  17.000   1.8182   0.12388   0.11378  -0.1729   0.0443   1.0000
  17.250   1.8229   0.12675   0.11696  -0.1719   0.0438   1.0000
  17.500   1.8251   0.12984   0.12037  -0.1709   0.0436   1.0000
  17.750   1.8251   0.13318   0.12401  -0.1700   0.0435   1.0000
  18.000   1.8228   0.13673   0.12787  -0.1693   0.0436   1.0000
  18.250   1.8168   0.14052   0.13197  -0.1687   0.0438   1.0000
  18.500   1.8082   0.14453   0.13628  -0.1684   0.0440   1.0000
  18.750   1.7977   0.14875   0.14080  -0.1683   0.0442   1.0000
  19.000   1.7856   0.15318   0.14555  -0.1687   0.0444   1.0000
  19.250   1.7723   0.15786   0.15050  -0.1694   0.0446   1.0000
  19.500   1.7579   0.16278   0.15568  -0.1705   0.0448   1.0000
  19.750   1.7429   0.16797   0.16112  -0.1721   0.0451   1.0000
  20.000   1.7278   0.17342   0.16679  -0.1741   0.0453   1.0000
  20.250   1.7128   0.17909   0.17268  -0.1765   0.0456   1.0000
  20.500   1.6990   0.18491   0.17867  -0.1793   0.0459   1.0000
  20.750   1.6874   0.19070   0.18462  -0.1823   0.0462   1.0000
  21.000   1.6812   0.19601   0.19004  -0.1848   0.0465   1.0000
  21.250   1.6436   0.20702   0.20136  -0.1933   0.0473   1.0000
  21.500   1.5832   0.23141   0.22605  -0.2131   0.0503   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)