NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 14.81 at α=14.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n5h20-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-n5h20-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 -0.2273 0.12125 0.11541 -0.0619 0.7073 0.0820
-12.250 -0.2412 0.11654 0.11072 -0.0660 0.7054 0.0824
-12.000 -0.2498 0.11185 0.10603 -0.0692 0.7036 0.0825
-11.500 -0.2442 0.09711 0.09113 -0.0727 0.7007 0.0557
-11.250 -0.2457 0.09298 0.08698 -0.0744 0.6992 0.0554
-11.000 -0.2515 0.08780 0.08183 -0.0782 0.6960 0.0551
-10.750 -0.2607 0.08288 0.07690 -0.0811 0.6933 0.0544
-10.500 -0.2773 0.07802 0.07198 -0.0829 0.6910 0.0536
-10.250 -0.3005 0.07338 0.06723 -0.0831 0.6889 0.0530
-10.000 -0.3239 0.06940 0.06310 -0.0817 0.6870 0.0524
-9.750 -0.3491 0.06568 0.05919 -0.0787 0.6852 0.0517
-9.500 -0.3770 0.06209 0.05533 -0.0742 0.6836 0.0508
-9.000 -0.4383 0.05597 0.04832 -0.0615 0.6781 0.0491
-8.750 -0.4369 0.05400 0.04616 -0.0588 0.6751 0.0490
-8.500 -0.4359 0.05199 0.04390 -0.0558 0.6725 0.0490
-8.250 -0.4327 0.05004 0.04167 -0.0527 0.6703 0.0489
-8.000 -0.4276 0.04811 0.03943 -0.0496 0.6685 0.0489
-7.750 -0.4209 0.04624 0.03720 -0.0465 0.6670 0.0490
-7.500 -0.4076 0.04460 0.03536 -0.0446 0.6657 0.0495
-7.250 -0.3903 0.04371 0.03444 -0.0441 0.6623 0.0501
-7.000 -0.3741 0.04297 0.03363 -0.0433 0.6590 0.0509
-6.750 -0.3584 0.04194 0.03241 -0.0419 0.6564 0.0515
-6.500 -0.3411 0.04081 0.03103 -0.0406 0.6543 0.0520
-6.250 -0.3214 0.03957 0.02954 -0.0394 0.6526 0.0523
-6.000 -0.2990 0.03836 0.02808 -0.0387 0.6511 0.0527
-5.750 -0.2740 0.03718 0.02666 -0.0382 0.6499 0.0531
-5.500 -0.2462 0.03604 0.02528 -0.0382 0.6488 0.0537
-5.250 -0.2156 0.03492 0.02395 -0.0387 0.6478 0.0544
-5.000 -0.1950 0.03532 0.02428 -0.0392 0.6424 0.0552
-4.750 -0.1685 0.03509 0.02397 -0.0400 0.6394 0.0563
-4.500 -0.1388 0.03467 0.02360 -0.0411 0.6374 0.0579
-4.250 -0.1071 0.03422 0.02313 -0.0424 0.6357 0.0595
-4.000 -0.0716 0.03367 0.02254 -0.0441 0.6345 0.0609
-3.750 -0.0338 0.03309 0.02191 -0.0462 0.6334 0.0624
-3.500 0.0017 0.03257 0.02137 -0.0479 0.6324 0.0640
-3.250 0.0315 0.03211 0.02098 -0.0486 0.6315 0.0662
-3.000 0.0588 0.03184 0.02070 -0.0488 0.6306 0.0694
-2.750 0.0341 0.03525 0.02423 -0.0441 0.6215 0.0695
-2.500 0.0418 0.03605 0.02500 -0.0419 0.6185 0.0719
-2.250 0.0561 0.03634 0.02531 -0.0404 0.6167 0.0745
-2.000 0.3029 0.03477 0.02687 -0.0719 0.6224 0.7265
-1.750 0.2735 0.03624 0.02833 -0.0645 0.6183 0.7700
-1.500 0.2449 0.03709 0.02913 -0.0560 0.6156 0.7946
-1.250 0.2185 0.03779 0.02975 -0.0472 0.6137 0.8155
-1.000 0.2198 0.03942 0.03130 -0.0414 0.6125 0.8553
-0.750 0.1467 0.04324 0.03534 -0.0328 0.6017 0.8122
-0.500 0.1153 0.04405 0.03612 -0.0236 0.5990 0.8234
0.000 0.0964 0.04620 0.03810 -0.0096 0.5958 0.8748
2.000 0.4715 0.05485 0.04614 -0.0470 0.5786 0.9730
2.250 0.4855 0.05505 0.04629 -0.0449 0.5772 0.9722
2.500 0.5034 0.05503 0.04621 -0.0432 0.5760 0.9714
3.000 0.4644 0.05871 0.04993 -0.0329 0.5638 0.9715
3.250 0.4779 0.05904 0.05023 -0.0311 0.5617 0.9714
3.500 0.4938 0.05901 0.05016 -0.0291 0.5599 0.9707
3.750 0.5131 0.05877 0.04988 -0.0274 0.5584 0.9701
4.250 0.4908 0.06137 0.05250 -0.0187 0.5458 0.9697
4.500 0.5048 0.06142 0.05253 -0.0166 0.5436 0.9693
4.750 0.5219 0.06129 0.05238 -0.0148 0.5418 0.9689
5.000 0.5427 0.06102 0.05209 -0.0134 0.5405 0.9687
5.250 0.5193 0.06331 0.05443 -0.0090 0.5296 0.9695
5.500 0.5359 0.06309 0.05420 -0.0072 0.5267 0.9692
5.750 0.5555 0.06269 0.05378 -0.0055 0.5248 0.9689
6.000 0.5781 0.06207 0.05315 -0.0040 0.5231 0.9686
6.250 0.5556 0.06395 0.05508 0.0007 0.5110 0.9689
6.500 0.5764 0.06341 0.05454 0.0022 0.5087 0.9687
6.750 0.5976 0.06286 0.05398 0.0036 0.5066 0.9686
7.000 0.5838 0.06432 0.05549 0.0074 0.4945 0.9689
7.250 0.6061 0.06363 0.05481 0.0087 0.4921 0.9689
7.750 0.6235 0.06426 0.05550 0.0123 0.4771 0.9697
8.250 0.6418 0.06474 0.05604 0.0160 0.4619 0.9703
8.750 0.6598 0.06526 0.05662 0.0197 0.4466 0.9708
9.000 0.6580 0.06661 0.05801 0.0218 0.4348 0.9712
9.250 0.6788 0.06602 0.05745 0.0229 0.4315 0.9714
9.500 0.6791 0.06736 0.05883 0.0248 0.4200 0.9719
9.750 0.6993 0.06686 0.05835 0.0258 0.4166 0.9723
10.250 0.7206 0.06790 0.05948 0.0283 0.4026 0.9732
10.500 0.7314 0.06853 0.06015 0.0295 0.3964 0.9738
10.750 0.7447 0.06901 0.06068 0.0304 0.3907 0.9744
11.000 0.7658 0.06873 0.06044 0.0309 0.3876 0.9752
11.250 0.7901 0.06812 0.05987 0.0314 0.3853 0.9760
11.500 0.7952 0.06957 0.06138 0.0325 0.3771 0.9769
11.750 0.8144 0.06935 0.06120 0.0332 0.3733 0.9777
12.000 0.8388 0.06856 0.06045 0.0339 0.3705 0.9784
12.250 0.8543 0.06876 0.06070 0.0348 0.3655 0.9792
12.500 0.8651 0.06947 0.06147 0.0358 0.3595 0.9800
12.750 0.8871 0.06897 0.06101 0.0365 0.3557 0.9809
13.000 0.9206 0.06765 0.05972 0.0362 0.3525 0.9814
13.250 0.9305 0.06896 0.06111 0.0365 0.3449 0.9821
13.500 0.9554 0.06850 0.06067 0.0364 0.3374 0.9828
13.750 0.9812 0.06792 0.06009 0.0364 0.3288 0.9836
14.000 0.9947 0.06870 0.06090 0.0367 0.3187 0.9845
14.250 1.0163 0.06863 0.06083 0.0367 0.3103 0.9854
14.500 1.0183 0.07079 0.06309 0.0371 0.3006 0.9865
14.750 1.0342 0.07133 0.06367 0.0373 0.2916 0.9877
15.000 1.0297 0.07428 0.06675 0.0376 0.2808 0.9889
15.250 1.0296 0.07678 0.06936 0.0378 0.2702 0.9902
15.500 1.0346 0.07870 0.07134 0.0380 0.2594 0.9916
15.750 1.0295 0.08203 0.07480 0.0379 0.2470 0.9932
16.000 1.0319 0.08454 0.07738 0.0377 0.2344 0.9952
16.250 1.0372 0.08677 0.07961 0.0374 0.2205 0.9972
16.500 1.0406 0.08933 0.08213 0.0369 0.2042 0.9990
16.750 1.0392 0.09201 0.08480 0.0370 0.1891 1.0000
17.000 1.0295 0.09431 0.08710 0.0388 0.1759 1.0000
17.250 1.0190 0.09665 0.08940 0.0406 0.1627 1.0000
17.500 1.0077 0.09908 0.09175 0.0424 0.1515 1.0000
17.750 0.9969 0.10163 0.09421 0.0438 0.1428 1.0000
18.000 0.9875 0.10437 0.09687 0.0448 0.1349 1.0000
18.250 0.9799 0.10713 0.09953 0.0454 0.1280 1.0000
18.500 0.9747 0.10988 0.10229 0.0457 0.1211 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il)