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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il)