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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 16.79 at α=16.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n6h20-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-n6h20-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.500  -0.1392   0.13870   0.13441  -0.0532   0.6753   0.0507
 -13.250  -0.1343   0.13577   0.13154  -0.0562   0.6740   0.0525
 -13.000  -0.1608   0.13286   0.12871  -0.0632   0.6732   0.0539
 -12.750  -0.1424   0.12887   0.12476  -0.0637   0.6718   0.0545
 -12.500  -0.1230   0.12623   0.12212  -0.0641   0.6705   0.0551
 -12.250  -0.1106   0.12373   0.11964  -0.0654   0.6695   0.0561
 -12.000  -0.1022   0.12117   0.11711  -0.0672   0.6685   0.0572
 -11.750  -0.0971   0.11842   0.11437  -0.0693   0.6676   0.0589
 -11.500  -0.1137   0.11484   0.11084  -0.0749   0.6669   0.0616
 -11.250  -0.1423   0.11022   0.10630  -0.0830   0.6663   0.0621
 -11.000  -0.1201   0.10705   0.10312  -0.0810   0.6654   0.0628
 -10.750  -0.1018   0.10509   0.10116  -0.0801   0.6644   0.0636
 -10.500  -0.0904   0.10309   0.09915  -0.0800   0.6634   0.0649
 -10.250  -0.0883   0.10041   0.09646  -0.0809   0.6625   0.0662
 -10.000  -0.0911   0.09739   0.09345  -0.0828   0.6617   0.0680
  -9.750  -0.1084   0.09330   0.08938  -0.0871   0.6611   0.0699
  -9.500  -0.0765   0.08497   0.08129  -0.0913   0.6596   0.0729
  -9.250  -0.0682   0.08305   0.07936  -0.0901   0.6591   0.0737
  -9.000  -0.0703   0.08069   0.07698  -0.0897   0.6587   0.0746
  -8.750  -0.2555   0.09660   0.09281  -0.0930   0.6823   0.0715
  -8.500  -0.2599   0.09208   0.08828  -0.0904   0.6802   0.0723
  -8.250  -0.2457   0.08987   0.08612  -0.0896   0.6792   0.0729
  -8.000  -0.2523   0.08750   0.08371  -0.0849   0.6644   0.0735
  -7.750  -0.2498   0.08536   0.08151  -0.0816   0.6621   0.0744
  -7.500  -0.2524   0.08355   0.07962  -0.0777   0.6608   0.0755
  -7.250  -0.2574   0.08188   0.07784  -0.0732   0.6598   0.0772
  -7.000  -0.2659   0.08031   0.07610  -0.0681   0.6591   0.0794
  -6.500  -0.4781   0.09047   0.08650  -0.0364   0.6690   0.0731
  -6.250  -0.4799   0.08881   0.08480  -0.0328   0.6655   0.0737
  -6.000  -0.4759   0.08718   0.08312  -0.0300   0.6635   0.0747
  -5.750  -0.4701   0.08546   0.08131  -0.0271   0.6620   0.0762
  -5.500  -0.4642   0.08368   0.07934  -0.0241   0.6609   0.0790
  -4.750  -0.5164   0.07917   0.07421  -0.0053   0.6498   0.0845
  -4.500  -0.5058   0.07765   0.07267  -0.0032   0.6471   0.0856
  -4.250  -0.4926   0.07640   0.07136  -0.0013   0.6453   0.0876
  -3.000  -0.4733   0.07161   0.06585   0.0149   0.6317   0.1049
  -2.750  -0.4619   0.07015   0.06407   0.0178   0.6294   0.1130
  -2.500  -0.4419   0.06930   0.06322   0.0187   0.6278   0.1164
  -2.250  -0.4233   0.06880   0.06241   0.0206   0.6266   0.1284
  -2.000  -0.3856   0.06535   0.05764   0.0242   0.6259   0.0830
  -1.750  -0.3398   0.06219   0.05409   0.0218   0.6254   0.0693
  -1.500  -0.3704   0.06201   0.05390   0.0282   0.6182   0.0694
  -1.250  -0.3448   0.06126   0.05297   0.0280   0.6146   0.0672
  -1.000  -0.3111   0.06089   0.05237   0.0268   0.6125   0.0656
  -0.750  -0.2744   0.06094   0.05228   0.0250   0.6109   0.0655
  -0.500  -0.2319   0.06128   0.05252   0.0222   0.6097   0.0656
  -0.250  -0.1882   0.06203   0.05325   0.0193   0.6088   0.0675
   0.000  -0.2219   0.06215   0.05337   0.0259   0.6017   0.0676
   0.250  -0.1955   0.06233   0.05351   0.0253   0.5973   0.0692
   0.500  -0.1603   0.06272   0.05388   0.0237   0.5951   0.0702
   0.750  -0.1226   0.06332   0.05446   0.0219   0.5936   0.0715
   1.000  -0.0829   0.06386   0.05513   0.0196   0.5926   0.0741
   1.250  -0.0470   0.06478   0.05612   0.0186   0.5919   0.0780
   1.500  -0.0214   0.06613   0.05747   0.0188   0.5912   0.0823
   1.750  -0.0687   0.06450   0.05582   0.0277   0.5783   0.0809
   2.000  -0.0430   0.06477   0.05613   0.0288   0.5770   0.0871
   2.250  -0.0694   0.06537   0.05673   0.0344   0.5690   0.0871
   2.500  -0.0499   0.06521   0.05657   0.0362   0.5643   0.0947
   2.750  -0.0270   0.06476   0.05634   0.0387   0.5621   0.1307
   3.000  -0.0571   0.06214   0.05501   0.0529   0.5609   0.4962
   3.250   0.5462   0.07827   0.07231  -0.0594   0.5352   1.0000
   3.500   0.5735   0.07792   0.07190  -0.0590   0.5331   1.0000
   3.750   0.6065   0.07722   0.07115  -0.0590   0.5318   1.0000
   4.000   0.6384   0.07658   0.07045  -0.0589   0.5308   1.0000
   4.250   0.6681   0.07619   0.07002  -0.0587   0.5301   1.0000
   4.500   0.6366   0.07914   0.07303  -0.0541   0.5179   1.0000
   4.750   0.6651   0.07865   0.07250  -0.0538   0.5168   1.0000
   5.000   0.6929   0.07820   0.07202  -0.0534   0.5159   1.0000
   5.250   0.7218   0.07765   0.07145  -0.0530   0.5153   1.0000
   5.500   0.6952   0.08058   0.07442  -0.0490   0.5030   1.0000
   5.750   0.7216   0.08008   0.07391  -0.0485   0.5020   1.0000
   6.000   0.7489   0.07949   0.07331  -0.0480   0.5011   1.0000
   6.250   0.7753   0.07901   0.07282  -0.0475   0.5005   1.0000
   6.500   0.7506   0.08212   0.07598  -0.0439   0.4882   1.0000
   6.750   0.7764   0.08153   0.07538  -0.0433   0.4872   1.0000
   7.000   0.8032   0.08080   0.07465  -0.0428   0.4863   1.0000
   7.250   0.8305   0.08001   0.07386  -0.0422   0.4856   1.0000
   7.500   0.8083   0.08312   0.07702  -0.0390   0.4733   1.0000
   7.750   0.8066   0.08485   0.07878  -0.0369   0.4659   1.0000
   8.000   0.8187   0.08530   0.07926  -0.0356   0.4614   1.0000
   8.250   0.8408   0.08478   0.07874  -0.0348   0.4595   1.0000
   8.500   0.8667   0.08379   0.07777  -0.0341   0.4582   1.0000
   8.750   0.8960   0.08237   0.07636  -0.0335   0.4574   1.0000
   9.000   0.9210   0.08150   0.07552  -0.0328   0.4565   1.0000
   9.250   0.9028   0.08484   0.07890  -0.0301   0.4444   1.0000
   9.500   0.9272   0.08396   0.07805  -0.0294   0.4432   1.0000
   9.750   0.9523   0.08295   0.07708  -0.0286   0.4422   1.0000
  10.000   0.9779   0.08188   0.07603  -0.0279   0.4414   1.0000
  10.250   0.9610   0.08528   0.07948  -0.0255   0.4292   1.0000
  10.500   0.9857   0.08421   0.07846  -0.0247   0.4280   1.0000
  10.750   1.0114   0.08300   0.07729  -0.0240   0.4271   1.0000
  11.000   1.0389   0.08152   0.07584  -0.0233   0.4265   1.0000
  11.250   1.0666   0.08001   0.07438  -0.0226   0.4259   1.0000
  11.500   1.0493   0.08355   0.07797  -0.0203   0.4131   1.0000
  11.750   1.0757   0.08213   0.07660  -0.0196   0.4123   1.0000
  12.000   1.0266   0.08225   0.07665  -0.0057   0.4076   0.9928
  12.250   1.0494   0.07941   0.07383  -0.0027   0.4090   0.9896
  12.500   1.0710   0.07702   0.07146   0.0002   0.4100   0.9874
  12.750   0.9758   0.07958   0.07391   0.0188   0.3969   0.9804
  13.000   0.9799   0.08041   0.07479   0.0204   0.3905   0.9796
  13.250   1.0168   0.07746   0.07188   0.0211   0.3925   0.9790
  13.500   1.0538   0.07446   0.06893   0.0218   0.3938   0.9784
  13.750   1.0340   0.07719   0.07169   0.0253   0.3821   0.9775
  14.000   1.0657   0.07451   0.06903   0.0265   0.3811   0.9771
  14.250   1.0966   0.07211   0.06667   0.0276   0.3799   0.9768
  14.500   1.0775   0.07465   0.06924   0.0312   0.3686   0.9763
  14.750   1.1058   0.07256   0.06717   0.0324   0.3661   0.9762
  15.000   1.1430   0.06979   0.06441   0.0329   0.3639   0.9763
  15.250   1.1251   0.07233   0.06699   0.0362   0.3529   0.9762
  15.500   1.1578   0.07020   0.06485   0.0367   0.3490   0.9765
  15.750   1.1572   0.07157   0.06627   0.0385   0.3408   0.9771
  16.000   1.1720   0.07138   0.06609   0.0396   0.3343   0.9776
  16.250   1.1893   0.07085   0.06556   0.0407   0.3281   0.9780
  16.500   1.1819   0.07279   0.06756   0.0428   0.3194   0.9784
  16.750   1.1968   0.07257   0.06731   0.0439   0.3118   0.9790
  17.000   1.1923   0.07438   0.06915   0.0455   0.3019   0.9795
  17.250   1.1909   0.07601   0.07082   0.0470   0.2930   0.9801
  17.500   1.2010   0.07667   0.07143   0.0476   0.2827   0.9808
  17.750   1.1916   0.08014   0.07499   0.0478   0.2712   0.9811
  18.000   1.1930   0.08254   0.07743   0.0477   0.2602   0.9815
  18.250   1.1951   0.08486   0.07972   0.0474   0.2472   0.9819
  18.500   1.1959   0.08732   0.08212   0.0471   0.2338   0.9823
  18.750   1.1927   0.09025   0.08499   0.0469   0.2192   0.9828
  19.000   1.1866   0.09367   0.08841   0.0466   0.2047   0.9833
  19.250   1.1752   0.09783   0.09262   0.0463   0.1878   0.9838
<< Back to NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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