Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il)