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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il)