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=500,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 49.23 at α=3.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cp-160-050-gn-500000-n5.txt
Download as CSV file: xf-cp-160-050-gn-500000-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 =     0.500 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.250   0.3913   0.11167   0.10817  -0.2415   0.9039   0.0159
 -13.000   0.3927   0.11047   0.10698  -0.2399   0.9000   0.0160
 -12.750   0.4030   0.10859   0.10508  -0.2410   0.8973   0.0161
 -12.500   0.4170   0.10643   0.10290  -0.2434   0.8952   0.0164
 -12.250   0.4329   0.10422   0.10065  -0.2462   0.8934   0.0175
 -12.000   0.4500   0.10169   0.09808  -0.2496   0.8917   0.0180
 -11.750   0.4511   0.10029   0.09670  -0.2479   0.8880   0.0182
 -11.500   0.4537   0.09874   0.09514  -0.2468   0.8843   0.0184
 -11.000   0.4756   0.09454   0.09090  -0.2499   0.8791   0.0185
 -10.750   0.4916   0.09227   0.08858  -0.2526   0.8771   0.0185
 -10.500   0.4990   0.09095   0.08726  -0.2522   0.8742   0.0188
 -10.250   0.4995   0.09008   0.08642  -0.2499   0.8701   0.0193
 -10.000   0.5068   0.08855   0.08488  -0.2498   0.8669   0.0195
  -9.750   0.5188   0.08677   0.08308  -0.2510   0.8643   0.0200
  -9.500   0.5337   0.08470   0.08096  -0.2533   0.8620   0.0208
  -9.250   0.5375   0.08339   0.07965  -0.2521   0.8586   0.0210
  -9.000   0.5323   0.08253   0.07883  -0.2484   0.8540   0.0211
  -8.750   0.5377   0.08111   0.07740  -0.2477   0.8507   0.0212
  -8.250   0.5649   0.07728   0.07348  -0.2514   0.8456   0.0213
  -8.000   0.5456   0.07732   0.07360  -0.2436   0.8402   0.0213
  -7.750   0.5461   0.07629   0.07259  -0.2409   0.8364   0.0215
  -7.500   0.5537   0.07504   0.07132  -0.2405   0.8334   0.0217
  -7.250   0.5666   0.07351   0.06976  -0.2415   0.8309   0.0222
  -7.000   0.5585   0.07307   0.06935  -0.2368   0.8267   0.0224
  -6.750   0.5486   0.07269   0.06901  -0.2316   0.8219   0.0227
  -6.500   0.5492   0.07175   0.06806  -0.2293   0.8183   0.0232
  -6.250   0.5548   0.07043   0.06672  -0.2286   0.8154   0.0239
  -6.000   0.5376   0.07041   0.06675  -0.2216   0.8108   0.0240
  -5.750   0.5221   0.07025   0.06663  -0.2151   0.8055   0.0240
  -5.500   0.5244   0.06899   0.06536  -0.2135   0.8019   0.0241
  -5.250   0.5360   0.06725   0.06359  -0.2146   0.7991   0.0242
  -5.000   0.5240   0.06688   0.06327  -0.2092   0.7946   0.0243
  -4.750   0.5153   0.06633   0.06275  -0.2049   0.7896   0.0243
  -4.500   0.5220   0.06480   0.06121  -0.2040   0.7863   0.0244
  -4.250   0.5367   0.06316   0.05954  -0.2051   0.7838   0.0246
  -4.000   0.5392   0.06221   0.05861  -0.2031   0.7803   0.0248
  -3.750   0.5302   0.06179   0.05823  -0.1983   0.7754   0.0249
  -3.500   0.5385   0.06060   0.05704  -0.1977   0.7717   0.0256
  -3.250   0.5554   0.05891   0.05532  -0.1994   0.7690   0.0262
  -3.000   0.5800   0.05679   0.05314  -0.2031   0.7667   0.0271
  -2.750   0.5764   0.05611   0.05252  -0.1996   0.7623   0.0271
  -2.500   0.5877   0.05477   0.05118  -0.2000   0.7582   0.0273
  -2.250   0.6108   0.05296   0.04933  -0.2031   0.7552   0.0273
  -2.000   0.6393   0.05078   0.04710  -0.2074   0.7527   0.0274
  -1.750   0.6640   0.04888   0.04516  -0.2100   0.7507   0.0276
  -1.500   0.6721   0.04801   0.04433  -0.2088   0.7470   0.0279
  -1.250   0.6869   0.04694   0.04327  -0.2092   0.7432   0.0283
  -1.000   0.7135   0.04543   0.04173  -0.2122   0.7402   0.0293
  -0.750   0.7553   0.04338   0.03962  -0.2188   0.7379   0.0303
  -0.500   0.8035   0.04121   0.03738  -0.2269   0.7361   0.0305
  -0.250   0.8570   0.03897   0.03505  -0.2360   0.7346   0.0305
   0.250   0.8985   0.03673   0.03284  -0.2381   0.7280   0.0310
   0.500   0.9302   0.03563   0.03173  -0.2414   0.7251   0.0316
   0.750   0.9786   0.03417   0.03021  -0.2484   0.7230   0.0335
   1.000   1.0368   0.03246   0.02841  -0.2575   0.7213   0.0337
   1.250   1.0978   0.03075   0.02659  -0.2671   0.7193   0.0338
   1.750   1.1397   0.02927   0.02510  -0.2679   0.7068   0.0342
   2.000   1.1645   0.02875   0.02452  -0.2688   0.6983   0.0349
   2.250   1.1910   0.02832   0.02403  -0.2702   0.6889   0.0366
   2.500   1.2362   0.02757   0.02316  -0.2754   0.6798   0.0372
   2.750   1.2763   0.02689   0.02235  -0.2794   0.6708   0.0373
   3.250   1.3056   0.02652   0.02188  -0.2767   0.6443   0.0378
   3.500   1.3128   0.02695   0.02221  -0.2738   0.6249   0.0382
   3.750   1.3201   0.02754   0.02268  -0.2709   0.6034   0.0391
   4.000   1.3174   0.02881   0.02376  -0.2663   0.5699   0.0404
   4.250   1.3205   0.03042   0.02507  -0.2628   0.5309   0.0413
   4.500   1.3033   0.03289   0.02724  -0.2560   0.4781   0.0413
   4.750   1.2716   0.03655   0.03048  -0.2472   0.3999   0.0413
   5.000   1.2435   0.04034   0.03382  -0.2396   0.3082   0.0413
   5.250   1.2201   0.04417   0.03716  -0.2330   0.1991   0.0413
   5.500   1.2007   0.04798   0.04048  -0.2275   0.0436   0.0413
   5.750   1.2265   0.04857   0.04093  -0.2285   0.0260   0.0414
   6.000   1.2468   0.04901   0.04135  -0.2286   0.0232   0.0417
   6.250   1.2633   0.04973   0.04207  -0.2279   0.0221   0.0422
   6.500   1.2815   0.05052   0.04286  -0.2275   0.0211   0.0429
   7.000   1.3388   0.05168   0.04379  -0.2294   0.0203   0.0461
   7.250   1.3647   0.05204   0.04402  -0.2302   0.0200   0.0413
   7.500   1.3862   0.05280   0.04469  -0.2300   0.0196   0.0412
   7.750   1.4097   0.05344   0.04514  -0.2301   0.0192   0.0417
   8.000   1.4235   0.05465   0.04635  -0.2288   0.0187   0.0421
   8.250   1.4358   0.05603   0.04775  -0.2273   0.0183   0.0429
   8.500   1.4550   0.05701   0.04849  -0.2267   0.0180   0.0424
   8.750   1.4678   0.05843   0.04986  -0.2253   0.0178   0.0426
   9.000   1.4796   0.05995   0.05135  -0.2237   0.0176   0.0429
   9.250   1.4895   0.06168   0.05307  -0.2221   0.0174   0.0432
   9.500   1.4985   0.06356   0.05495  -0.2203   0.0172   0.0435
   9.750   1.5066   0.06554   0.05694  -0.2185   0.0170   0.0439
  10.000   1.5142   0.06761   0.05904  -0.2167   0.0169   0.0444
  10.250   1.5233   0.06951   0.06098  -0.2151   0.0168   0.0452
  10.500   1.5318   0.07150   0.06299  -0.2134   0.0167   0.0455
  10.750   1.5394   0.07365   0.06519  -0.2118   0.0166   0.0456
  11.000   1.5471   0.07580   0.06739  -0.2102   0.0165   0.0457
  11.250   1.5546   0.07797   0.06962  -0.2086   0.0163   0.0459
  11.500   1.5607   0.08035   0.07206  -0.2070   0.0163   0.0460
  11.750   1.5677   0.08262   0.07441  -0.2055   0.0161   0.0464
  12.000   1.5744   0.08494   0.07680  -0.2040   0.0160   0.0470
  12.250   1.5809   0.08732   0.07924  -0.2025   0.0158   0.0477
  12.500   1.5880   0.08959   0.08157  -0.2011   0.0156   0.0487
  12.750   1.5962   0.09174   0.08377  -0.1999   0.0154   0.0499
  13.000   1.6038   0.09397   0.08606  -0.1986   0.0151   0.0518
  13.250   1.6120   0.09611   0.08826  -0.1974   0.0150   0.0555
  13.500   1.6207   0.09818   0.09039  -0.1963   0.0148   0.0662
  13.750   1.6304   0.10014   0.09250  -0.1952   0.0147   0.1639
  14.000   1.6399   0.10203   0.09455  -0.1942   0.0145   0.3033
  14.500   1.6603   0.10513   0.09817  -0.1921   0.0142   1.0000
  14.750   1.6709   0.10664   0.09969  -0.1909   0.0141   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)