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