NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 5.95 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n6h20-il-100000.txt Download as CSV file: xf-n6h20-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 6-H-20 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.000 -0.0866 0.15875 0.15382 -0.0792 0.7519 0.0798
-14.750 -0.0976 0.15875 0.15385 -0.0834 0.7516 0.0822
-14.500 -0.1143 0.15893 0.15407 -0.0887 0.7518 0.0828
-14.250 -0.0756 0.15157 0.14668 -0.0871 0.7507 0.0843
-14.000 -0.0584 0.14849 0.14359 -0.0884 0.7505 0.0860
-13.750 -0.0465 0.14597 0.14106 -0.0906 0.7505 0.0885
-13.500 -0.0387 0.14369 0.13879 -0.0935 0.7509 0.0914
-13.250 -0.0448 0.14257 0.13771 -0.0984 0.7519 0.0945
-13.000 -0.0626 0.14224 0.13745 -0.1046 0.7537 0.0954
-12.750 -0.0301 0.13670 0.13189 -0.1041 0.7537 0.0974
-12.500 -0.0112 0.13421 0.12939 -0.1049 0.7537 0.1001
-12.250 -0.0036 0.13227 0.12745 -0.1067 0.7540 0.1032
-12.000 -0.0028 0.13065 0.12587 -0.1096 0.7557 0.1065
-11.750 -0.0322 0.13070 0.12598 -0.1145 0.7597 0.1094
-11.500 -0.0682 0.13012 0.12547 -0.1191 0.7652 0.1099
-11.250 -0.0100 0.12504 0.12033 -0.1150 0.7651 0.1125
-11.000 -0.1410 0.15118 0.14741 -0.0739 0.8234 0.1038
-10.750 -0.1482 0.14929 0.14551 -0.0746 0.8198 0.1069
-10.500 -0.1784 0.14766 0.14391 -0.0774 0.8180 0.1092
-10.250 -0.2127 0.14541 0.14167 -0.0809 0.8167 0.1098
-10.000 -0.2173 0.14318 0.13948 -0.0757 0.8086 0.1106
-9.750 -0.1790 0.14070 0.13697 -0.0728 0.8030 0.1132
-9.500 -0.2857 0.13413 0.13023 -0.0807 0.8214 0.1113
-9.250 -0.2525 0.13227 0.12833 -0.0787 0.8184 0.1141
-9.000 -0.2461 0.12994 0.12599 -0.0797 0.8163 0.1174
-8.750 -0.2803 0.12856 0.12466 -0.0744 0.8066 0.1176
-8.500 -0.2969 0.12575 0.12183 -0.0744 0.8023 0.1205
-8.250 -0.3269 0.12325 0.11928 -0.0742 0.7997 0.1230
-8.000 -0.3659 0.12204 0.11810 -0.0666 0.7901 0.1226
-7.750 -0.4056 0.12061 0.11661 -0.0611 0.7853 0.1235
-7.500 -0.4630 0.12072 0.11644 -0.0535 0.7822 0.1250
-7.250 -0.4970 0.11907 0.11483 -0.0455 0.7740 0.1249
-7.000 -0.5346 0.11741 0.11290 -0.0386 0.7686 0.1258
-6.750 -0.4990 0.11187 0.10761 -0.0411 0.7673 0.1280
-6.500 -0.4826 0.10981 0.10555 -0.0406 0.7656 0.1313
-6.250 -0.5162 0.10826 0.10398 -0.0329 0.7590 0.1314
-6.000 -0.5250 0.10622 0.10187 -0.0289 0.7535 0.1344
-5.750 -0.5575 0.10569 0.10072 -0.0216 0.7495 0.1428
-5.500 -0.5342 0.10166 0.09692 -0.0225 0.7483 0.1454
-5.250 -0.5160 0.10049 0.09574 -0.0219 0.7472 0.1514
-5.000 -0.5571 0.09820 0.09343 -0.0126 0.7387 0.1504
-4.250 -0.5441 0.09404 0.08854 -0.0040 0.7303 0.1794
-4.000 -0.5214 0.09210 0.08672 -0.0041 0.7295 0.1841
-3.750 -0.5605 0.08935 0.08394 0.0049 0.7211 0.1838
-3.500 -0.5575 0.08867 0.08292 0.0084 0.7173 0.1985
-3.250 -0.5417 0.08639 0.08072 0.0096 0.7150 0.2038
-3.000 -0.5265 0.08554 0.07969 0.0114 0.7132 0.2203
-2.750 -0.5067 0.08525 0.07926 0.0124 0.7121 0.2389
-2.500 -0.5371 0.08254 0.07655 0.0199 0.7049 0.2397
-2.250 -0.5304 0.08134 0.07525 0.0228 0.7010 0.2578
-1.500 -0.4092 0.07309 0.06405 0.0239 0.6953 0.1082
-1.250 -0.3676 0.07318 0.06390 0.0216 0.6944 0.1037
-1.000 -0.3972 0.07040 0.06109 0.0287 0.6868 0.1034
-0.750 -0.3706 0.06988 0.06029 0.0286 0.6829 0.1018
-0.500 -0.3372 0.06999 0.06016 0.0274 0.6802 0.1015
-0.250 -0.2971 0.07075 0.06072 0.0251 0.6783 0.1018
0.000 -0.2496 0.07220 0.06201 0.0213 0.6771 0.1021
0.250 -0.1965 0.07453 0.06427 0.0162 0.6763 0.1037
0.500 -0.2411 0.07079 0.06053 0.0253 0.6663 0.1030
0.750 -0.2032 0.07168 0.06140 0.0226 0.6630 0.1055
1.000 -0.1645 0.07314 0.06279 0.0201 0.6609 0.1100
1.250 -0.0869 0.07604 0.06599 0.0092 0.6596 0.1192
1.500 -0.0036 0.08033 0.07047 -0.0019 0.6587 0.1401
1.750 -0.0561 0.07687 0.06698 0.0083 0.6485 0.1323
2.000 -0.0331 0.07789 0.06815 0.0088 0.6454 0.1556
2.250 -0.0330 0.07794 0.06866 0.0148 0.6433 0.2381
2.500 -0.0673 0.07666 0.06802 0.0283 0.6420 0.4167
2.750 0.3345 0.09763 0.08995 -0.0540 0.6323 1.0000
3.000 0.3527 0.09882 0.09106 -0.0534 0.6284 1.0000
3.250 0.3781 0.10049 0.09265 -0.0536 0.6261 1.0000
3.500 0.4097 0.10302 0.09509 -0.0545 0.6246 1.0000
3.750 0.3756 0.10264 0.09476 -0.0490 0.6156 1.0000
4.000 0.3932 0.10386 0.09594 -0.0484 0.6117 1.0000
4.250 0.4174 0.10557 0.09759 -0.0485 0.6094 1.0000
4.750 0.4163 0.10780 0.09981 -0.0444 0.5980 1.0000
5.000 0.4388 0.10911 0.10108 -0.0442 0.5941 1.0000
5.250 0.4708 0.11133 0.10324 -0.0450 0.5920 1.0000
5.500 0.4463 0.11167 0.10363 -0.0410 0.5826 1.0000
5.750 0.4725 0.11279 0.10471 -0.0410 0.5778 1.0000
6.250 0.4818 0.11522 0.10715 -0.0380 0.5649 1.0000
6.500 0.5119 0.11655 0.10845 -0.0383 0.5613 1.0000
6.750 0.4983 0.11809 0.11003 -0.0358 0.5542 1.0000
7.000 0.5212 0.11879 0.11071 -0.0354 0.5474 1.0000
7.250 0.5545 0.12058 0.11248 -0.0359 0.5446 1.0000
7.500 0.5412 0.12098 0.11293 -0.0332 0.5328 1.0000
7.750 0.5642 0.12250 0.11444 -0.0330 0.5290 1.0000
8.000 0.5978 0.11855 0.11043 -0.0313 0.5023 1.0000
8.250 0.6021 0.11936 0.11125 -0.0297 0.4911 1.0000
8.500 0.6381 0.11865 0.11053 -0.0295 0.4866 1.0000
8.750 0.6327 0.12023 0.11215 -0.0277 0.4754 1.0000
9.000 0.6649 0.11972 0.11164 -0.0274 0.4719 1.0000
9.250 0.6574 0.12171 0.11368 -0.0257 0.4607 1.0000
9.500 0.6870 0.12123 0.11322 -0.0252 0.4573 1.0000
9.750 0.6812 0.12325 0.11528 -0.0236 0.4461 1.0000
10.000 0.7077 0.12292 0.11496 -0.0231 0.4426 1.0000
10.250 0.6999 0.12548 0.11757 -0.0217 0.4323 1.0000
10.500 0.7195 0.12578 0.11790 -0.0209 0.4284 1.0000
10.750 0.7469 0.12548 0.11764 -0.0204 0.4263 1.0000
11.000 0.7180 0.13069 0.12291 -0.0190 0.4160 1.0000
11.250 0.7391 0.13078 0.12304 -0.0183 0.4126 1.0000
11.500 0.7694 0.13000 0.12229 -0.0177 0.4107 1.0000
11.750 0.7245 0.13764 0.12999 -0.0168 0.4033 1.0000
12.000 0.7218 0.14080 0.13321 -0.0163 0.4013 1.0000
12.250 0.7508 0.13968 0.13213 -0.0154 0.3968 1.0000
12.500 0.6801 0.15689 0.14949 -0.0181 0.4401 1.0000
12.750 0.6757 0.15946 0.15211 -0.0176 0.4395 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il)