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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Cambered plate C=16% T=5% R=0.86 (cp-160-050-gn)