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

Polar data table (+)

Polar graphs


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