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=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
<< Back to NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il)