Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 17.02 at α=15.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n5h20-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-n5h20-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 5-H-20 AIRFOIL                             
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.000  -0.1689   0.14376   0.13861  -0.0686   0.7915   0.1016
 -13.750  -0.1758   0.14176   0.13662  -0.0718   0.7892   0.1059
 -13.500  -0.2149   0.14093   0.13587  -0.0785   0.7880   0.1074
 -13.250  -0.1670   0.13536   0.13021  -0.0739   0.7848   0.1097
 -13.000  -0.1543   0.13294   0.12775  -0.0733   0.7829   0.1124
 -12.750  -0.1440   0.13008   0.12491  -0.0760   0.7801   0.1163
 -12.500  -0.1703   0.12812   0.12302  -0.0822   0.7781   0.1212
 -12.250  -0.1691   0.12384   0.11878  -0.0847   0.7755   0.1229
 -12.000  -0.1377   0.12081   0.11570  -0.0830   0.7723   0.1254
 -11.750  -0.1261   0.11843   0.11330  -0.0830   0.7699   0.1290
 -11.500  -0.1295   0.11597   0.11084  -0.0844   0.7680   0.1341
 -11.250  -0.2062   0.11256   0.10755  -0.0949   0.7671   0.1377
 -11.000  -0.1378   0.10956   0.10447  -0.0881   0.7648   0.1409
 -10.750  -0.1150   0.10741   0.10233  -0.0894   0.7621   0.1463
 -10.500  -0.1489   0.10415   0.09916  -0.0959   0.7602   0.1537
 -10.250  -0.2235   0.10050   0.09552  -0.1020   0.7585   0.1548
 -10.000  -0.1125   0.09900   0.09401  -0.0954   0.7559   0.1629
  -9.750  -0.1403   0.09556   0.09063  -0.0995   0.7541   0.1705
  -9.500  -0.2118   0.09257   0.08760  -0.1013   0.7522   0.1722
  -9.250  -0.1384   0.09000   0.08507  -0.0990   0.7505   0.1802
  -9.000  -0.1585   0.08750   0.08255  -0.0988   0.7489   0.1866
  -8.750  -0.2277   0.08647   0.08149  -0.0971   0.7469   0.1900
  -8.500  -0.2759   0.08744   0.08245  -0.0916   0.7455   0.1905
  -8.250  -0.2076   0.08277   0.07792  -0.0971   0.7438   0.2014
  -8.000  -0.2441   0.08302   0.07818  -0.0922   0.7432   0.2031
  -7.750  -0.2892   0.08401   0.07921  -0.0847   0.7429   0.2025
  -7.500  -0.3345   0.08494   0.08016  -0.0767   0.7438   0.2014
  -7.250  -0.3673   0.08509   0.08025  -0.0700   0.7468   0.2045
  -5.750  -0.5618   0.08361   0.07933  -0.0249   0.8007   0.2020
  -5.500  -0.6254   0.08527   0.08042  -0.0124   0.7949   0.2103
  -5.250  -0.6269   0.08341   0.07837  -0.0119   0.8011   0.2174
  -5.000  -0.6211   0.08218   0.07700  -0.0095   0.7997   0.2345
  -4.750  -0.6418   0.08024   0.07507  -0.0027   0.7950   0.2372
  -4.500  -0.6474   0.07863   0.07333   0.0018   0.7899   0.2536
  -3.500  -0.5545   0.06656   0.05809   0.0088   0.7829   0.1195
  -3.250  -0.5706   0.06413   0.05560   0.0150   0.7788   0.1179
  -3.000  -0.5574   0.06316   0.05383   0.0190   0.7745   0.1075
  -2.750  -0.5330   0.06122   0.05184   0.0189   0.7720   0.1049
  -2.500  -0.5067   0.06032   0.05073   0.0189   0.7700   0.1023
  -2.250  -0.4757   0.05992   0.05005   0.0184   0.7682   0.0999
  -2.000  -0.4410   0.06011   0.04996   0.0172   0.7669   0.0984
  -1.750  -0.4031   0.06093   0.05062   0.0152   0.7660   0.0988
  -1.500  -0.4208   0.05883   0.04850   0.0214   0.7615   0.0996
  -1.250  -0.4020   0.05851   0.04813   0.0222   0.7575   0.1013
  -1.000  -0.3758   0.05857   0.04812   0.0219   0.7547   0.1029
  -0.750  -0.3463   0.05889   0.04839   0.0210   0.7526   0.1039
  -0.500  -0.3135   0.05957   0.04903   0.0197   0.7508   0.1059
  -0.250  -0.2743   0.06074   0.05026   0.0172   0.7494   0.1087
   0.000  -0.2389   0.06240   0.05209   0.0153   0.7485   0.1147
   0.250  -0.2696   0.05935   0.04902   0.0235   0.7407   0.1152
   0.500  -0.2478   0.05974   0.04939   0.0241   0.7363   0.1208
   0.750  -0.2115   0.06087   0.05063   0.0223   0.7334   0.1310
   1.000  -0.1706   0.06283   0.05271   0.0199   0.7316   0.1561
   1.250  -0.1895   0.06105   0.05102   0.0262   0.7243   0.1675
   1.500  -0.2040   0.05924   0.05058   0.0343   0.7197   0.4389
   1.750   0.2484   0.07790   0.07029  -0.0495   0.7184   1.0000
   2.000   0.2770   0.07941   0.07171  -0.0503   0.7154   1.0000
   2.500   0.2844   0.08046   0.07270  -0.0453   0.7017   1.0000
   2.750   0.3170   0.08209   0.07426  -0.0464   0.6980   1.0000
   3.000   0.3052   0.08230   0.07448  -0.0422   0.6882   1.0000
   3.250   0.3319   0.08344   0.07557  -0.0425   0.6823   1.0000
   3.500   0.3314   0.08437   0.07651  -0.0398   0.6732   1.0000
   3.750   0.3565   0.08533   0.07743  -0.0399   0.6653   1.0000
   4.000   0.3570   0.08626   0.07836  -0.0373   0.6535   1.0000
   4.250   0.3928   0.08742   0.07949  -0.0384   0.6469   1.0000
   4.500   0.3956   0.08790   0.07996  -0.0359   0.6317   1.0000
   4.750   0.4274   0.08967   0.08171  -0.0367   0.6266   1.0000
   5.000   0.4588   0.08895   0.08093  -0.0361   0.6094   1.0000
   5.250   0.4710   0.08665   0.07858  -0.0329   0.5812   1.0000
   5.500   0.5122   0.08624   0.07813  -0.0334   0.5739   1.0000
   5.750   0.5214   0.08641   0.07830  -0.0314   0.5615   1.0000
   6.000   0.5661   0.08609   0.07796  -0.0324   0.5584   1.0000
   6.250   0.5613   0.08662   0.07850  -0.0293   0.5441   1.0000
   6.500   0.5591   0.08768   0.07958  -0.0268   0.5315   1.0000
   6.750   0.5936   0.08716   0.07906  -0.0268   0.5276   1.0000
   7.000   0.5868   0.08867   0.08058  -0.0241   0.5157   1.0000
   7.250   0.6179   0.08823   0.08015  -0.0238   0.5119   1.0000
   7.500   0.6101   0.09004   0.08199  -0.0213   0.5011   1.0000
   7.750   0.6398   0.08942   0.08137  -0.0208   0.4968   1.0000
   8.000   0.6731   0.08842   0.08039  -0.0204   0.4934   1.0000
   8.250   0.6608   0.09062   0.08263  -0.0178   0.4821   1.0000
   8.500   0.6964   0.08924   0.08126  -0.0173   0.4795   1.0000
   8.750   0.6794   0.09210   0.08416  -0.0148   0.4680   1.0000
   9.000   0.7073   0.09135   0.08345  -0.0140   0.4651   1.0000
   9.250   0.7375   0.09045   0.08258  -0.0134   0.4633   1.0000
   9.500   0.7088   0.09485   0.08703  -0.0108   0.4514   1.0000
   9.750   0.7350   0.09427   0.08650  -0.0100   0.4491   1.0000
  10.000   0.7121   0.09843   0.09070  -0.0079   0.4387   1.0000
  10.250   0.7370   0.09768   0.09001  -0.0069   0.4353   1.0000
  10.500   0.7711   0.09586   0.08822  -0.0060   0.4332   1.0000
  10.750   0.7424   0.10083   0.09325  -0.0041   0.4218   1.0000
  11.000   0.7675   0.10005   0.09251  -0.0030   0.4192   1.0000
  11.250   0.7974   0.09869   0.09122  -0.0020   0.4175   1.0000
  11.500   0.7585   0.10534   0.09793  -0.0004   0.4060   1.0000
  11.750   0.7864   0.10408   0.09673   0.0007   0.4036   1.0000
  12.000   0.7642   0.10860   0.10130   0.0022   0.3929   1.0000
  12.250   0.7889   0.10748   0.10025   0.0034   0.3894   1.0000
  12.500   0.8237   0.10497   0.09782   0.0048   0.3874   1.0000
  12.750   0.7926   0.11085   0.10375   0.0061   0.3754   1.0000
  13.000   0.8241   0.10860   0.10157   0.0075   0.3727   1.0000
  13.250   0.7998   0.11377   0.10680   0.0086   0.3617   1.0000
  13.500   0.8284   0.11162   0.10474   0.0102   0.3577   1.0000
  13.750   0.8761   0.10629   0.09950   0.0123   0.3557   1.0000
  14.000   0.8468   0.11216   0.10543   0.0134   0.3422   1.0000
  14.250   0.9030   0.10485   0.09822   0.0160   0.3402   1.0000
  14.500   0.9574   0.09755   0.09102   0.0185   0.3394   1.0000
  14.750   1.0255   0.08856   0.08213   0.0209   0.3396   1.0000
  15.000   1.1351   0.07519   0.06881   0.0221   0.3391   1.0000
  15.250   1.1059   0.07982   0.07352   0.0246   0.3261   1.0000
  15.500   1.1689   0.07317   0.06683   0.0259   0.3160   1.0000
  15.750   1.2003   0.07052   0.06409   0.0276   0.3017   1.0000
  16.000   1.1682   0.07499   0.06870   0.0303   0.2895   1.0000
  16.250   1.1504   0.07790   0.07168   0.0327   0.2764   1.0000
  16.500   1.1374   0.08017   0.07398   0.0351   0.2622   1.0000
  16.750   1.1253   0.08232   0.07613   0.0374   0.2477   1.0000
  17.000   1.1137   0.08432   0.07808   0.0397   0.2318   1.0000
  17.250   1.1037   0.08608   0.07973   0.0421   0.2155   1.0000
  17.500   1.0911   0.08822   0.08174   0.0444   0.1983   1.0000
  17.750   1.0771   0.09082   0.08420   0.0463   0.1810   1.0000
  18.000   1.0651   0.09353   0.08672   0.0478   0.1645   1.0000
  18.250   1.0587   0.09574   0.08866   0.0491   0.1493   1.0000
  18.500   1.0664   0.09612   0.08863   0.0505   0.1346   1.0000
  18.750   1.0687   0.09775   0.09023   0.0514   0.1249   1.0000
  19.000   1.0824   0.09792   0.09029   0.0526   0.1159   1.0000
  19.250   1.1138   0.09598   0.08805   0.0540   0.1076   1.0000
<< Back to NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il)