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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 25.43 at α=13°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n5h20-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-n5h20-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.500  -0.2256   0.13312   0.12872  -0.0493   0.7267   0.0594
 -13.250  -0.2247   0.12961   0.12522  -0.0517   0.7240   0.0613
 -13.000  -0.2686   0.12325   0.11894  -0.0608   0.7230   0.0630
 -12.750  -0.2464   0.11991   0.11557  -0.0593   0.7205   0.0635
 -12.500  -0.2298   0.11742   0.11304  -0.0587   0.7183   0.0641
 -12.250  -0.2179   0.11492   0.11050  -0.0587   0.7165   0.0650
 -12.000  -0.2113   0.11206   0.10761  -0.0594   0.7150   0.0660
 -11.750  -0.2078   0.10901   0.10453  -0.0605   0.7135   0.0677
 -11.500  -0.2121   0.10489   0.10047  -0.0636   0.7107   0.0701
 -11.250  -0.3004   0.09292   0.08853  -0.0782   0.7094   0.0719
 -11.000  -0.2705   0.08974   0.08543  -0.0770   0.7065   0.0728
 -10.750  -0.2400   0.08989   0.08558  -0.0733   0.7040   0.0738
 -10.500  -0.2341   0.08717   0.08285  -0.0737   0.7021   0.0748
 -10.250  -0.2425   0.08281   0.07848  -0.0762   0.7005   0.0757
 -10.000  -0.2582   0.07843   0.07406  -0.0778   0.6991   0.0768
  -9.750  -0.2803   0.07437   0.06992  -0.0779   0.6977   0.0779
  -9.500  -0.3051   0.07093   0.06636  -0.0762   0.6964   0.0790
  -9.250  -0.3511   0.06837   0.06366  -0.0717   0.6931   0.0811
  -9.000  -0.4177   0.06928   0.06415  -0.0608   0.6898   0.0822
  -8.750  -0.4123   0.06381   0.05871  -0.0605   0.6877   0.0834
  -8.500  -0.3926   0.06101   0.05598  -0.0609   0.6857   0.0844
  -8.250  -0.3826   0.05900   0.05394  -0.0594   0.6839   0.0856
  -8.000  -0.3771   0.05718   0.05203  -0.0572   0.6824   0.0873
  -7.750  -0.3764   0.05545   0.05012  -0.0539   0.6810   0.0901
  -7.500  -0.4024   0.05389   0.04801  -0.0463   0.6797   0.0955
  -7.250  -0.3810   0.05174   0.04602  -0.0473   0.6763   0.0970
  -7.000  -0.3654   0.05047   0.04479  -0.0468   0.6731   0.0992
  -6.500  -0.3559   0.04790   0.04185  -0.0411   0.6686   0.1104
  -6.250  -0.3373   0.04651   0.04047  -0.0404   0.6671   0.1139
  -6.000  -0.3361   0.04577   0.03940  -0.0362   0.6656   0.1243
  -5.750  -0.3149   0.04391   0.03760  -0.0358   0.6645   0.1278
  -5.500  -0.3092   0.04344   0.03683  -0.0322   0.6634   0.1403
  -5.250  -0.2724   0.03493   0.02672  -0.0287   0.6627   0.0699
  -5.000  -0.2593   0.03589   0.02772  -0.0296   0.6546   0.0681
  -4.750  -0.2368   0.03530   0.02696  -0.0294   0.6521   0.0676
  -4.500  -0.2096   0.03451   0.02600  -0.0296   0.6505   0.0675
  -4.250  -0.1765   0.03351   0.02483  -0.0306   0.6495   0.0670
  -4.000  -0.1390   0.03251   0.02369  -0.0323   0.6487   0.0668
  -3.750  -0.0985   0.03157   0.02267  -0.0346   0.6480   0.0673
  -3.500  -0.2518   0.04130   0.03266  -0.0146   0.6355   0.0667
  -3.250  -0.2847   0.04315   0.03447  -0.0068   0.6346   0.0665
  -3.000  -0.3771   0.04865   0.04011   0.0062   0.6510   0.0668
  -2.750  -0.3401   0.04792   0.03921   0.0050   0.6491   0.0664
  -2.500  -0.3035   0.04749   0.03867   0.0035   0.6479   0.0665
  -2.250  -0.2671   0.04726   0.03838   0.0020   0.6471   0.0670
  -2.000  -0.2302   0.04718   0.03827   0.0002   0.6464   0.0677
  -1.750  -0.1961   0.04727   0.03835  -0.0011   0.6459   0.0691
  -1.500  -0.1692   0.04770   0.03874  -0.0014   0.6455   0.0711
  -1.250  -0.1463   0.04817   0.03923  -0.0013   0.6447   0.0728
   0.000   0.6582   0.03848   0.03242  -0.1029   0.6246   1.0000
   0.250   0.6928   0.03623   0.03003  -0.1018   0.6259   1.0000
   0.500   0.7265   0.03393   0.02760  -0.1005   0.6271   1.0000
   0.750   0.5221   0.05297   0.04715  -0.0821   0.6133   1.0000
   1.000   0.5597   0.05237   0.04647  -0.0831   0.6123   1.0000
   1.250   0.6008   0.05169   0.04574  -0.0846   0.6115   1.0000
   1.500   0.6587   0.05018   0.04415  -0.0883   0.6109   1.0000
   1.750   0.7105   0.04823   0.04212  -0.0902   0.6099   1.0000
   2.000   0.4767   0.06152   0.05570  -0.0627   0.5994   1.0000
   2.250   0.5128   0.06078   0.05490  -0.0631   0.5966   1.0000
   2.500   0.5556   0.05979   0.05385  -0.0642   0.5949   1.0000
   2.750   0.5252   0.06229   0.05638  -0.0583   0.5870   1.0000
   3.000   0.5383   0.06252   0.05658  -0.0565   0.5820   1.0000
   3.250   0.5619   0.06249   0.05653  -0.0559   0.5798   1.0000
   3.500   0.6048   0.06123   0.05523  -0.0567   0.5779   1.0000
   3.750   0.5859   0.06318   0.05721  -0.0521   0.5694   1.0000
   4.000   0.6037   0.06310   0.05711  -0.0507   0.5646   1.0000
   4.250   0.6404   0.06195   0.05593  -0.0509   0.5622   1.0000
   4.500   0.6735   0.06117   0.05514  -0.0509   0.5608   1.0000
   4.750   0.7169   0.05960   0.05355  -0.0517   0.5597   1.0000
   5.000   0.7571   0.05828   0.05221  -0.0523   0.5590   1.0000
   5.250   0.7142   0.06137   0.05534  -0.0455   0.5453   1.0000
   5.500   0.7471   0.06041   0.05439  -0.0454   0.5441   1.0000
   5.750   0.7296   0.06230   0.05631  -0.0411   0.5330   1.0000
   6.000   0.7562   0.06156   0.05558  -0.0404   0.5304   1.0000
   6.250   0.7878   0.06044   0.05448  -0.0401   0.5288   1.0000
   6.500   0.8206   0.05924   0.05328  -0.0399   0.5277   1.0000
   6.750   0.8099   0.06058   0.05466  -0.0361   0.5162   1.0000
   7.000   0.8371   0.05964   0.05374  -0.0354   0.5140   1.0000
   7.250   0.8662   0.05863   0.05275  -0.0349   0.5126   1.0000
   7.500   0.8973   0.05741   0.05156  -0.0345   0.5116   1.0000
   7.750   0.9281   0.05618   0.05036  -0.0341   0.5107   1.0000
   8.000   0.9605   0.05478   0.04899  -0.0337   0.5100   1.0000
   8.250   0.9428   0.05658   0.05084  -0.0295   0.4964   1.0000
   8.500   0.9380   0.05766   0.05196  -0.0264   0.4851   1.0000
   8.750   0.9642   0.05655   0.05088  -0.0255   0.4827   1.0000
   9.000   0.9924   0.05530   0.04969  -0.0249   0.4812   1.0000
   9.250   1.0215   0.05395   0.04838  -0.0242   0.4801   1.0000
   9.500   1.0511   0.05251   0.04698  -0.0236   0.4792   1.0000
   9.750   1.0403   0.05412   0.04864  -0.0202   0.4655   1.0000
  10.000   1.0370   0.05533   0.04989  -0.0175   0.4534   1.0000
  10.250   1.0622   0.05415   0.04875  -0.0166   0.4504   1.0000
  10.500   1.0917   0.05262   0.04725  -0.0159   0.4477   1.0000
  11.000   1.0971   0.05451   0.04919  -0.0116   0.4225   1.0000
  11.250   1.1317   0.05256   0.04725  -0.0112   0.4177   1.0000
  11.500   1.1456   0.05255   0.04723  -0.0097   0.4059   1.0000
  11.750   1.1721   0.05135   0.04599  -0.0088   0.3955   1.0000
  12.000   1.2053   0.04953   0.04408  -0.0082   0.3853   1.0000
  12.250   1.2212   0.04896   0.04342  -0.0061   0.3750   0.9996
  12.500   1.2310   0.04865   0.04302  -0.0033   0.3646   0.9989
  13.000   1.2462   0.04901   0.04323   0.0017   0.3452   0.9981
  13.250   1.2550   0.04958   0.04371   0.0034   0.3339   0.9983
  13.500   1.2601   0.05054   0.04464   0.0052   0.3239   0.9985
  13.750   1.2610   0.05165   0.04576   0.0075   0.3155   0.9984
  14.000   1.2609   0.05292   0.04703   0.0097   0.3063   0.9984
  14.250   1.2587   0.05452   0.04868   0.0117   0.2971   0.9985
  14.500   1.2565   0.05621   0.05037   0.0136   0.2869   0.9987
  14.750   1.2497   0.05857   0.05284   0.0153   0.2752   0.9990
  15.000   1.2448   0.06084   0.05516   0.0168   0.2624   0.9993
  15.250   1.2380   0.06345   0.05778   0.0181   0.2463   0.9997
  15.500   1.2306   0.06614   0.06043   0.0194   0.2286   1.0000
  15.750   1.2173   0.06893   0.06311   0.0216   0.2106   1.0000
  16.000   1.2047   0.07167   0.06576   0.0236   0.1921   1.0000
  16.250   1.1919   0.07449   0.06850   0.0256   0.1715   1.0000
  16.500   1.1747   0.07778   0.07163   0.0276   0.1515   1.0000
  16.750   1.1599   0.08086   0.07460   0.0295   0.1397   1.0000
  17.000   1.1449   0.08393   0.07758   0.0314   0.1292   1.0000
  17.250   1.1302   0.08691   0.08045   0.0333   0.1208   1.0000
  17.500   1.1195   0.08942   0.08298   0.0351   0.1119   1.0000
  17.750   1.1085   0.09185   0.08540   0.0370   0.1040   1.0000
  18.000   1.0981   0.09406   0.08758   0.0390   0.0975   1.0000
  18.250   1.0887   0.09587   0.08944   0.0413   0.0917   1.0000
  18.500   1.0783   0.09747   0.09105   0.0439   0.0871   1.0000
  18.750   1.0704   0.09923   0.09279   0.0458   0.0833   1.0000
  19.000   1.0667   0.10144   0.09504   0.0466   0.0787   1.0000
  19.250   1.0647   0.10383   0.09740   0.0469   0.0757   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)