NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.12 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n5h20-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-n5h20-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.750 -0.1947 0.15683 0.14946 -0.0611 0.7858 0.1333
-14.500 -0.2123 0.15670 0.14936 -0.0643 0.7838 0.1361
-14.250 -0.2137 0.15402 0.14671 -0.0663 0.7813 0.1370
-14.000 -0.1793 0.14817 0.14081 -0.0663 0.7770 0.1398
-13.750 -0.1647 0.14509 0.13772 -0.0671 0.7734 0.1439
-13.500 -0.1611 0.14280 0.13541 -0.0685 0.7706 0.1492
-13.250 -0.1886 0.14258 0.13526 -0.0723 0.7686 0.1538
-13.000 -0.1701 0.13792 0.13056 -0.0718 0.7662 0.1559
-12.750 -0.1475 0.13427 0.12688 -0.0725 0.7627 0.1594
-12.500 -0.1377 0.13141 0.12402 -0.0740 0.7597 0.1625
-12.250 -0.1341 0.12871 0.12133 -0.0756 0.7571 0.1662
-11.750 -0.1636 0.11622 0.10875 -0.0858 0.7533 0.1054
-11.500 -0.1499 0.11284 0.10534 -0.0856 0.7511 0.0990
-11.000 -0.1965 0.09824 0.09068 -0.0978 0.7471 0.0821
-10.750 -0.1957 0.09480 0.08724 -0.0997 0.7438 0.0815
-10.500 -0.2016 0.09122 0.08364 -0.1011 0.7408 0.0808
-10.250 -0.2159 0.08751 0.07987 -0.1019 0.7381 0.0803
-10.000 -0.2310 0.08424 0.07652 -0.1014 0.7357 0.0796
-9.750 -0.2501 0.08122 0.07338 -0.0998 0.7336 0.0791
-9.500 -0.2688 0.07876 0.07082 -0.0981 0.7306 0.0786
-9.250 -0.2886 0.07694 0.06891 -0.0954 0.7270 0.0782
-9.000 -0.3100 0.07560 0.06745 -0.0912 0.7237 0.0778
-8.750 -0.3292 0.07420 0.06588 -0.0866 0.7208 0.0774
-8.500 -0.3449 0.07252 0.06400 -0.0819 0.7183 0.0771
-8.250 -0.3572 0.07077 0.06200 -0.0773 0.7163 0.0766
-8.000 -0.3758 0.07027 0.06136 -0.0725 0.7115 0.0762
-7.750 -0.3911 0.06933 0.06022 -0.0675 0.7080 0.0758
-7.500 -0.4030 0.06818 0.05882 -0.0625 0.7053 0.0753
-7.250 -0.4108 0.06688 0.05724 -0.0578 0.7031 0.0749
-7.000 -0.4130 0.06544 0.05550 -0.0537 0.7012 0.0747
-6.750 -0.4099 0.06392 0.05365 -0.0501 0.6997 0.0745
-6.500 -0.4303 0.06413 0.05374 -0.0441 0.6952 0.0744
-6.250 -0.4390 0.06357 0.05298 -0.0392 0.6919 0.0743
-6.000 -0.4400 0.06273 0.05190 -0.0352 0.6894 0.0743
-5.750 -0.4372 0.06189 0.05082 -0.0318 0.6876 0.0746
-5.500 -0.4302 0.06108 0.04981 -0.0289 0.6860 0.0753
-5.250 -0.4192 0.06026 0.04878 -0.0266 0.6847 0.0764
-5.000 -0.4028 0.05939 0.04765 -0.0251 0.6834 0.0777
-4.750 -0.3933 0.05883 0.04685 -0.0226 0.6816 0.0786
-4.500 -0.4030 0.05889 0.04678 -0.0177 0.6787 0.0791
-4.250 -0.3960 0.05856 0.04624 -0.0150 0.6764 0.0797
-4.000 -0.3813 0.05820 0.04567 -0.0135 0.6748 0.0803
-3.750 -0.3620 0.05791 0.04516 -0.0128 0.6735 0.0810
-3.500 -0.3396 0.05770 0.04475 -0.0125 0.6724 0.0818
-3.250 -0.3123 0.05747 0.04443 -0.0133 0.6713 0.0833
-3.000 -0.2741 0.05739 0.04438 -0.0161 0.6702 0.0862
-2.750 -0.2117 0.05762 0.04451 -0.0228 0.6690 0.0911
-2.500 -0.1466 0.05782 0.04466 -0.0299 0.6679 0.0954
-2.250 -0.1011 0.05799 0.04484 -0.0336 0.6667 0.1004
-2.000 -0.0660 0.05820 0.04499 -0.0353 0.6656 0.1075
-1.500 0.3211 0.06104 0.05058 -0.0896 0.6654 1.0000
-1.250 0.3004 0.06267 0.05219 -0.0838 0.6633 1.0000
-1.000 0.2905 0.06403 0.05348 -0.0795 0.6617 1.0000
-0.750 0.2870 0.06521 0.05457 -0.0761 0.6603 1.0000
-0.500 0.2871 0.06625 0.05551 -0.0731 0.6583 1.0000
-0.250 0.2913 0.06716 0.05632 -0.0706 0.6563 1.0000
0.000 0.2976 0.06808 0.05713 -0.0683 0.6547 1.0000
0.250 0.3044 0.06904 0.05799 -0.0662 0.6536 1.0000
0.500 0.3123 0.06999 0.05885 -0.0643 0.6524 1.0000
0.750 0.3236 0.07085 0.05961 -0.0627 0.6510 1.0000
1.000 0.3404 0.07157 0.06023 -0.0616 0.6493 1.0000
1.250 0.3599 0.07226 0.06080 -0.0609 0.6473 1.0000
1.500 0.3457 0.07350 0.06205 -0.0564 0.6432 1.0000
1.750 0.3502 0.07427 0.06276 -0.0539 0.6385 1.0000
2.000 0.3686 0.07474 0.06314 -0.0529 0.6340 1.0000
2.250 0.3998 0.07498 0.06327 -0.0532 0.6304 1.0000
2.500 0.3908 0.07579 0.06407 -0.0492 0.6220 1.0000
2.750 0.4091 0.07614 0.06435 -0.0481 0.6163 1.0000
3.000 0.4367 0.07641 0.06454 -0.0479 0.6128 1.0000
3.250 0.4330 0.07744 0.06557 -0.0447 0.6065 1.0000
3.500 0.4393 0.07824 0.06636 -0.0426 0.6009 1.0000
3.750 0.4593 0.07871 0.06679 -0.0418 0.5968 1.0000
4.000 0.4868 0.07902 0.06705 -0.0417 0.5938 1.0000
4.250 0.4742 0.08023 0.06829 -0.0377 0.5844 1.0000
4.500 0.4920 0.08070 0.06874 -0.0367 0.5794 1.0000
4.750 0.5183 0.08096 0.06898 -0.0364 0.5761 1.0000
5.000 0.5084 0.08225 0.07031 -0.0329 0.5665 1.0000
5.250 0.5261 0.08274 0.07079 -0.0319 0.5613 1.0000
5.500 0.5531 0.08288 0.07092 -0.0316 0.5579 1.0000
5.750 0.5432 0.08418 0.07227 -0.0282 0.5465 1.0000
6.000 0.5665 0.08435 0.07243 -0.0276 0.5420 1.0000
6.250 0.5639 0.08552 0.07365 -0.0249 0.5319 1.0000
6.500 0.5814 0.08594 0.07408 -0.0239 0.5264 1.0000
6.750 0.6046 0.08610 0.07424 -0.0232 0.5228 1.0000
7.000 0.5963 0.08767 0.07586 -0.0204 0.5111 1.0000
7.250 0.6203 0.08767 0.07589 -0.0197 0.5075 1.0000
7.500 0.6118 0.08942 0.07768 -0.0170 0.4959 1.0000
7.750 0.6336 0.08947 0.07776 -0.0162 0.4921 1.0000
8.000 0.6263 0.09133 0.07966 -0.0138 0.4813 1.0000
8.250 0.6459 0.09145 0.07981 -0.0128 0.4771 1.0000
8.500 0.6406 0.09332 0.08173 -0.0107 0.4673 1.0000
8.750 0.6569 0.09366 0.08210 -0.0096 0.4626 1.0000
9.000 0.6557 0.09540 0.08390 -0.0078 0.4547 1.0000
9.250 0.6655 0.09628 0.08482 -0.0065 0.4490 1.0000
9.500 0.6855 0.09630 0.08490 -0.0054 0.4458 1.0000
9.750 0.6745 0.09900 0.08766 -0.0035 0.4361 1.0000
10.000 0.6916 0.09920 0.08790 -0.0024 0.4322 1.0000
10.250 0.6863 0.10156 0.09033 -0.0008 0.4243 1.0000
10.500 0.6968 0.10238 0.09121 0.0005 0.4192 1.0000
10.750 0.7170 0.10215 0.09106 0.0016 0.4161 1.0000
11.000 0.7051 0.10518 0.09414 0.0032 0.4065 1.0000
11.250 0.7232 0.10501 0.09404 0.0045 0.4023 1.0000
11.500 0.7183 0.10730 0.09640 0.0060 0.3937 1.0000
11.750 0.7302 0.10780 0.09696 0.0073 0.3886 1.0000
12.000 0.7520 0.10712 0.09637 0.0086 0.3854 1.0000
12.250 0.7365 0.11082 0.10015 0.0099 0.3755 1.0000
12.500 0.7545 0.11042 0.09982 0.0113 0.3711 1.0000
12.750 0.7509 0.11267 0.10215 0.0126 0.3630 1.0000
13.000 0.7580 0.11357 0.10314 0.0140 0.3566 1.0000
13.250 0.7803 0.11238 0.10205 0.0156 0.3527 1.0000
13.500 0.7670 0.11579 0.10553 0.0168 0.3418 1.0000
13.750 0.7832 0.11526 0.10509 0.0184 0.3366 1.0000
14.000 0.8058 0.11386 0.10379 0.0201 0.3335 1.0000
14.500 0.7983 0.11839 0.10851 0.0226 0.3167 1.0000
14.750 0.8203 0.11689 0.10712 0.0245 0.3139 1.0000
15.000 0.7933 0.12249 0.11280 0.0251 0.3000 1.0000
15.250 0.8113 0.12139 0.11181 0.0269 0.2961 1.0000
15.750 0.8079 0.12482 0.11542 0.0296 0.2783 1.0000
16.250 0.8122 0.12651 0.11726 0.0328 0.2607 1.0000
16.750 0.7903 0.13269 0.12353 0.0343 0.2372 1.0000
17.000 0.8087 0.13044 0.12135 0.0365 0.2303 1.0000
17.500 0.8284 0.12935 0.12039 0.0394 0.2131 1.0000
18.500 0.8186 0.13951 0.13074 0.0393 0.1732 1.0000
18.750 0.8478 0.13616 0.12747 0.0411 0.1677 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 5-H-20 AIRFOIL (n5h20-il)