NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.52 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n5h20-il-50000.txt Download as CSV file: xf-n5h20-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.4986 0.14126 0.13626 -0.0053 1.0000 0.3248
-8.250 -0.5016 0.13862 0.13365 -0.0036 1.0000 0.3357
-8.000 -0.5607 0.13772 0.13286 -0.0007 1.0000 0.3490
-7.750 -0.5263 0.13479 0.12990 0.0011 1.0000 0.3665
-7.500 -0.5147 0.13237 0.12747 0.0032 1.0000 0.3827
-7.250 -0.5174 0.13036 0.12550 0.0059 1.0000 0.4026
-7.000 -0.5380 0.12875 0.12394 0.0097 1.0000 0.4261
-6.750 -0.5149 0.12651 0.12169 0.0120 1.0000 0.4536
-6.500 -0.5162 0.12525 0.12045 0.0158 1.0000 0.4851
-6.250 -0.4906 0.12352 0.11870 0.0180 1.0000 0.5204
-6.000 -0.4735 0.12222 0.11741 0.0209 1.0000 0.5611
-5.750 -0.4477 0.12132 0.11649 0.0235 1.0000 0.6150
-5.500 -0.4009 0.12060 0.11572 0.0232 1.0000 0.6750
-5.000 -0.3009 0.11935 0.11437 0.0172 1.0000 0.8030
-4.500 -0.3822 0.11232 0.10746 0.0273 1.0000 0.7372
-4.250 -0.5296 0.10285 0.09820 0.0383 1.0000 0.6334
-4.000 -0.6370 0.09452 0.09004 0.0469 1.0000 0.5944
-3.750 -0.7276 0.08812 0.08377 0.0587 1.0000 0.5932
-3.500 -0.8193 0.08115 0.07680 0.0701 1.0000 0.5905
-3.250 -0.7555 0.06771 0.05898 0.0369 0.9867 0.1887
-3.000 -0.7239 0.06614 0.05660 0.0366 0.9805 0.1715
-2.750 -0.6991 0.06387 0.05413 0.0363 0.9723 0.1661
-2.500 -0.6688 0.06302 0.05277 0.0358 0.9672 0.1605
-2.250 -0.6451 0.06174 0.05098 0.0365 0.9585 0.1577
-2.000 -0.6130 0.06184 0.05062 0.0356 0.9535 0.1565
-1.750 -0.5904 0.06088 0.04935 0.0363 0.9451 0.1556
-1.500 -0.5548 0.06113 0.04928 0.0345 0.9395 0.1549
-1.250 -0.5294 0.06041 0.04836 0.0344 0.9325 0.1549
-1.000 -0.4923 0.06021 0.04811 0.0319 0.9264 0.1569
-0.750 -0.4417 0.06142 0.04934 0.0268 0.9234 0.1626
-0.500 -0.3974 0.06156 0.04940 0.0227 0.9176 0.1691
-0.250 -0.0346 0.07441 0.06550 -0.0370 0.9473 1.0000
0.000 -0.0035 0.07628 0.06694 -0.0389 0.9385 1.0000
0.250 0.0136 0.07655 0.06696 -0.0383 0.9264 1.0000
0.500 0.0308 0.07743 0.06763 -0.0378 0.9178 1.0000
1.000 0.0723 0.07955 0.06938 -0.0381 0.8965 1.0000
1.250 0.0887 0.08050 0.07019 -0.0375 0.8862 1.0000
1.500 0.1193 0.08286 0.07239 -0.0394 0.8776 1.0000
1.750 0.1268 0.08282 0.07226 -0.0372 0.8659 1.0000
2.000 0.1411 0.08400 0.07334 -0.0363 0.8584 1.0000
2.250 0.1615 0.08540 0.07464 -0.0364 0.8489 1.0000
2.500 0.1692 0.08608 0.07526 -0.0345 0.8401 1.0000
2.750 0.1950 0.08825 0.07735 -0.0356 0.8323 1.0000
3.000 0.1975 0.08851 0.07757 -0.0330 0.8224 1.0000
3.250 0.2267 0.09140 0.08038 -0.0347 0.8158 1.0000
3.500 0.2254 0.09127 0.08025 -0.0316 0.8045 1.0000
3.750 0.2459 0.09373 0.08265 -0.0320 0.7979 1.0000
4.000 0.2549 0.09452 0.08342 -0.0306 0.7858 1.0000
4.250 0.2596 0.09572 0.08462 -0.0288 0.7769 1.0000
4.500 0.2819 0.09804 0.08690 -0.0294 0.7677 1.0000
4.750 0.2803 0.09879 0.08766 -0.0269 0.7580 1.0000
5.000 0.3067 0.10162 0.09045 -0.0281 0.7498 1.0000
5.250 0.3010 0.10199 0.09084 -0.0251 0.7396 1.0000
5.500 0.3264 0.10483 0.09366 -0.0261 0.7323 1.0000
5.750 0.3202 0.10529 0.09413 -0.0232 0.7233 1.0000
6.000 0.3426 0.10773 0.09655 -0.0238 0.7155 1.0000
6.250 0.3399 0.10864 0.09747 -0.0215 0.7079 1.0000
6.500 0.3568 0.11053 0.09937 -0.0214 0.6994 1.0000
6.750 0.3650 0.11257 0.10141 -0.0204 0.6942 1.0000
7.000 0.3705 0.11342 0.10227 -0.0189 0.6839 1.0000
7.250 0.4008 0.11736 0.10622 -0.0205 0.6794 1.0000
7.500 0.3835 0.11649 0.10537 -0.0166 0.6701 1.0000
7.750 0.4056 0.11908 0.10798 -0.0171 0.6639 1.0000
8.000 0.4041 0.12040 0.10932 -0.0153 0.6591 1.0000
8.250 0.4095 0.12149 0.11044 -0.0140 0.6506 1.0000
8.500 0.4350 0.12479 0.11377 -0.0148 0.6457 1.0000
8.750 0.4229 0.12497 0.11397 -0.0120 0.6394 1.0000
9.000 0.4343 0.12663 0.11568 -0.0114 0.6320 1.0000
9.250 0.4582 0.13011 0.11919 -0.0121 0.6282 1.0000
9.500 0.4454 0.13033 0.11944 -0.0095 0.6236 1.0000
9.750 0.4515 0.13165 0.12080 -0.0085 0.6161 1.0000
10.000 0.4730 0.13468 0.12388 -0.0089 0.6114 1.0000
10.250 0.4702 0.13605 0.12530 -0.0073 0.6079 1.0000
10.500 0.4687 0.13680 0.12609 -0.0057 0.6006 1.0000
10.750 0.4839 0.13914 0.12849 -0.0056 0.5955 1.0000
11.000 0.5020 0.14280 0.13220 -0.0059 0.5923 1.0000
11.250 0.4866 0.14202 0.13147 -0.0032 0.5845 1.0000
11.500 0.5049 0.14453 0.13406 -0.0032 0.5776 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il)