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

Polar data table (+)

Polar graphs


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