NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 8.51 at α=15° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n6h20-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-n6h20-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 -0.1392 0.14049 0.13464 -0.0565 0.6601 0.0666
-13.250 -0.1517 0.13815 0.13233 -0.0603 0.6594 0.0674
-13.000 -0.1576 0.13517 0.12936 -0.0633 0.6586 0.0676
-12.750 -0.1349 0.13100 0.12515 -0.0622 0.6577 0.0683
-12.500 -0.1201 0.12794 0.12205 -0.0621 0.6568 0.0693
-12.250 -0.1112 0.12515 0.11923 -0.0628 0.6560 0.0705
-12.000 -0.1056 0.12237 0.11643 -0.0638 0.6554 0.0716
-11.750 -0.0999 0.11961 0.11372 -0.0660 0.6541 0.0736
-11.500 -0.1143 0.11675 0.11095 -0.0711 0.6528 0.0774
-11.250 -0.1299 0.11335 0.10763 -0.0765 0.6515 0.0780
-11.000 -0.1415 0.10954 0.10387 -0.0814 0.6501 0.0781
-10.750 -0.1009 0.10697 0.10129 -0.0773 0.6488 0.0798
-10.500 -0.0933 0.10425 0.09859 -0.0786 0.6475 0.0806
-10.250 -0.0902 0.10133 0.09569 -0.0803 0.6463 0.0813
-10.000 -0.0908 0.09821 0.09258 -0.0823 0.6451 0.0819
-9.750 -0.0965 0.09472 0.08911 -0.0847 0.6438 0.0820
-9.250 -0.2006 0.07719 0.07118 -0.0878 0.6414 0.0510
-9.000 -0.2133 0.07483 0.06872 -0.0849 0.6403 0.0509
-8.750 -0.2247 0.07305 0.06685 -0.0815 0.6394 0.0508
-8.500 -0.2415 0.07105 0.06470 -0.0770 0.6386 0.0508
-8.250 -0.2544 0.06971 0.06323 -0.0743 0.6361 0.0508
-8.000 -0.2650 0.06929 0.06277 -0.0723 0.6323 0.0508
-7.750 -0.2756 0.06823 0.06157 -0.0686 0.6292 0.0507
-7.500 -0.2834 0.06691 0.06011 -0.0647 0.6270 0.0506
-7.250 -0.2897 0.06555 0.05859 -0.0606 0.6254 0.0504
-7.000 -0.2948 0.06406 0.05690 -0.0563 0.6241 0.0502
-6.750 -0.2975 0.06250 0.05511 -0.0521 0.6230 0.0500
-6.500 -0.2982 0.06082 0.05318 -0.0479 0.6220 0.0498
-6.250 -0.3260 0.06225 0.05459 -0.0422 0.6167 0.0498
-6.000 -0.3455 0.06244 0.05469 -0.0363 0.6129 0.0497
-5.750 -0.3561 0.06168 0.05373 -0.0308 0.6106 0.0496
-5.500 -0.3600 0.06056 0.05236 -0.0260 0.6089 0.0496
-5.250 -0.3558 0.05917 0.05067 -0.0223 0.6076 0.0496
-5.000 -0.3455 0.05757 0.04864 -0.0191 0.6064 0.0502
-4.750 -0.3289 0.05610 0.04673 -0.0169 0.6054 0.0508
-4.500 -0.3064 0.05484 0.04519 -0.0159 0.6046 0.0515
-4.250 -0.3562 0.05692 0.04724 -0.0063 0.5981 0.0511
-4.000 -0.3473 0.05660 0.04684 -0.0042 0.5959 0.0516
-3.750 -0.3306 0.05607 0.04614 -0.0029 0.5939 0.0520
-3.500 -0.3078 0.05542 0.04532 -0.0024 0.5923 0.0524
-3.250 -0.2807 0.05479 0.04450 -0.0026 0.5909 0.0528
-3.000 -0.2499 0.05422 0.04377 -0.0033 0.5899 0.0534
-2.750 -0.2172 0.05380 0.04319 -0.0045 0.5890 0.0541
-2.500 -0.1812 0.05345 0.04271 -0.0062 0.5883 0.0552
-2.250 -0.2080 0.05499 0.04426 -0.0001 0.5826 0.0555
-2.000 -0.1899 0.05518 0.04434 0.0004 0.5795 0.0567
-1.750 -0.1636 0.05526 0.04429 -0.0001 0.5775 0.0582
-1.500 -0.1310 0.05525 0.04428 -0.0019 0.5760 0.0596
-1.250 -0.0951 0.05531 0.04438 -0.0041 0.5748 0.0609
-1.000 -0.0575 0.05541 0.04450 -0.0065 0.5737 0.0628
-0.750 -0.0192 0.05549 0.04457 -0.0089 0.5728 0.0648
-0.500 -0.0307 0.05659 0.04567 -0.0046 0.5673 0.0656
-0.250 -0.0209 0.05726 0.04631 -0.0031 0.5640 0.0672
0.750 0.2216 0.06237 0.05432 -0.0277 0.5580 0.7996
1.000 0.1887 0.06116 0.05299 -0.0163 0.5567 0.8149
1.250 0.1333 0.06147 0.05145 -0.0077 0.5490 0.2450
1.500 0.1094 0.06051 0.05100 0.0013 0.5460 0.3793
1.750 0.0770 0.05900 0.04975 0.0130 0.5438 0.4781
2.250 0.0683 0.06046 0.05188 0.0295 0.5411 0.8733
2.500 0.4565 0.07279 0.06414 -0.0445 0.5375 0.9751
2.750 0.4543 0.07394 0.06527 -0.0415 0.5321 0.9745
3.000 0.4659 0.07431 0.06558 -0.0394 0.5297 0.9735
3.250 0.4784 0.07435 0.06554 -0.0368 0.5279 0.9717
3.500 0.4902 0.07432 0.06545 -0.0340 0.5266 0.9699
4.000 0.4659 0.07675 0.06786 -0.0242 0.5153 0.9673
4.250 0.4828 0.07678 0.06783 -0.0227 0.5133 0.9664
4.500 0.5030 0.07672 0.06771 -0.0217 0.5119 0.9653
5.000 0.4973 0.07903 0.07002 -0.0159 0.5007 0.9631
5.250 0.5133 0.07895 0.06990 -0.0142 0.4986 0.9620
5.500 0.5308 0.07873 0.06964 -0.0125 0.4971 0.9609
6.000 0.5273 0.08026 0.07117 -0.0061 0.4850 0.9590
6.250 0.5421 0.07998 0.07085 -0.0040 0.4831 0.9581
6.500 0.5595 0.07943 0.07026 -0.0020 0.4817 0.9573
6.750 0.5366 0.08163 0.07250 0.0027 0.4715 0.9567
7.000 0.5498 0.08122 0.07206 0.0051 0.4691 0.9560
7.250 0.5649 0.08072 0.07153 0.0074 0.4675 0.9554
7.750 0.5646 0.08244 0.07327 0.0128 0.4550 0.9553
8.000 0.5786 0.08195 0.07276 0.0151 0.4531 0.9549
8.500 0.5735 0.08335 0.07418 0.0217 0.4406 0.9542
8.750 0.5865 0.08281 0.07364 0.0241 0.4384 0.9540
9.000 0.6017 0.08213 0.07295 0.0263 0.4369 0.9538
9.250 0.5827 0.08454 0.07540 0.0301 0.4263 0.9537
9.500 0.5949 0.08428 0.07515 0.0322 0.4239 0.9537
9.750 0.6105 0.08374 0.07461 0.0341 0.4221 0.9536
10.250 0.6082 0.08597 0.07691 0.0390 0.4092 0.9538
10.500 0.6244 0.08549 0.07645 0.0405 0.4071 0.9538
10.750 0.6423 0.08492 0.07590 0.0420 0.4056 0.9540
11.000 0.6268 0.08784 0.07888 0.0444 0.3942 0.9543
11.250 0.6451 0.08758 0.07865 0.0452 0.3918 0.9546
11.500 0.6671 0.08695 0.07806 0.0459 0.3900 0.9550
12.000 0.6756 0.08935 0.08056 0.0484 0.3758 0.9558
12.250 0.6966 0.08851 0.07975 0.0494 0.3739 0.9561
12.750 0.7020 0.09118 0.08254 0.0521 0.3597 0.9568
13.000 0.7217 0.09067 0.08207 0.0528 0.3577 0.9572
13.250 0.7429 0.09003 0.08148 0.0534 0.3563 0.9577
13.750 0.7458 0.09364 0.08522 0.0553 0.3416 0.9586
14.000 0.7682 0.09297 0.08461 0.0557 0.3400 0.9592
14.500 0.7694 0.09724 0.08902 0.0571 0.3257 0.9603
14.750 0.7925 0.09652 0.08837 0.0573 0.3237 0.9609
15.000 0.8158 0.09590 0.08782 0.0574 0.3222 0.9616
15.500 0.8084 0.10184 0.09392 0.0581 0.3078 0.9628
15.750 0.8293 0.10164 0.09380 0.0581 0.3062 0.9636
16.000 0.8542 0.10088 0.09313 0.0580 0.3049 0.9644
16.500 0.8453 0.10730 0.09973 0.0581 0.2901 0.9658
16.750 0.8806 0.10496 0.09747 0.0579 0.2884 0.9668
17.250 0.8878 0.11015 0.10288 0.0563 0.2734 0.9678
17.750 0.8977 0.11531 0.10825 0.0543 0.2590 0.9688
18.000 0.9340 0.11352 0.10656 0.0531 0.2559 0.9696
18.250 0.9160 0.11935 0.11253 0.0520 0.2450 0.9701
18.500 0.9539 0.11731 0.11058 0.0509 0.2415 0.9711
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il)