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=5


Details Polar file
Airfoil: NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 14.17 at α=15°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n6h20-il-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-n6h20-il-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.1462   0.11567   0.11064  -0.0577   0.6283   0.0441
 -12.000  -0.1566   0.11091   0.10592  -0.0613   0.6276   0.0444
 -11.750  -0.1617   0.10642   0.10144  -0.0640   0.6268   0.0444
 -11.500  -0.1493   0.10381   0.09882  -0.0637   0.6260   0.0448
 -11.000  -0.1513   0.09479   0.08977  -0.0669   0.6245   0.0381
 -10.750  -0.1479   0.09183   0.08681  -0.0678   0.6238   0.0377
 -10.500  -0.1480   0.08848   0.08346  -0.0691   0.6232   0.0368
 -10.250  -0.1584   0.08390   0.07889  -0.0718   0.6226   0.0366
 -10.000  -0.1735   0.07920   0.07419  -0.0739   0.6221   0.0363
  -9.750  -0.1922   0.07466   0.06961  -0.0749   0.6215   0.0361
  -9.500  -0.2140   0.07027   0.06516  -0.0743   0.6209   0.0357
  -9.250  -0.2350   0.06632   0.06118  -0.0725   0.6199   0.0356
  -9.000  -0.2581   0.06241   0.05719  -0.0692   0.6188   0.0352
  -8.750  -0.2900   0.05809   0.05271  -0.0635   0.6176   0.0346
  -8.500  -0.3241   0.05209   0.04634  -0.0569   0.6164   0.0341
  -8.250  -0.3357   0.04860   0.04256  -0.0522   0.6151   0.0340
  -8.000  -0.3382   0.04600   0.03972  -0.0484   0.6138   0.0341
  -7.750  -0.3333   0.04413   0.03764  -0.0455   0.6125   0.0343
  -7.500  -0.3246   0.04261   0.03594  -0.0430   0.6112   0.0347
  -7.250  -0.3149   0.04102   0.03414  -0.0405   0.6101   0.0353
  -7.000  -0.3047   0.03912   0.03196  -0.0380   0.6091   0.0357
  -6.750  -0.2918   0.03718   0.02970  -0.0357   0.6083   0.0359
  -6.500  -0.2754   0.03536   0.02756  -0.0339   0.6075   0.0361
  -6.250  -0.2552   0.03372   0.02559  -0.0328   0.6068   0.0364
  -6.000  -0.2314   0.03229   0.02387  -0.0322   0.6062   0.0368
  -5.750  -0.2043   0.03099   0.02228  -0.0322   0.6056   0.0371
  -5.500  -0.1741   0.02985   0.02086  -0.0328   0.6050   0.0377
  -5.250  -0.1432   0.02896   0.01968  -0.0334   0.6044   0.0385
  -5.000  -0.1100   0.02870   0.01947  -0.0357   0.6022   0.0391
  -4.750  -0.0769   0.02870   0.01951  -0.0381   0.5991   0.0397
  -4.500  -0.0358   0.02829   0.01907  -0.0415   0.5972   0.0402
  -4.250   0.0083   0.02782   0.01855  -0.0453   0.5959   0.0409
  -4.000   0.0496   0.02744   0.01815  -0.0483   0.5947   0.0417
  -3.750   0.0882   0.02714   0.01783  -0.0508   0.5937   0.0424
  -3.500   0.1239   0.02692   0.01757  -0.0525   0.5928   0.0435
  -3.250   0.1557   0.02681   0.01742  -0.0536   0.5920   0.0444
  -3.000   0.1871   0.02661   0.01729  -0.0546   0.5913   0.0459
  -2.750   0.2157   0.02648   0.01718  -0.0551   0.5906   0.0473
  -2.500   0.2439   0.02629   0.01699  -0.0553   0.5899   0.0486
  -2.250   0.2712   0.02609   0.01676  -0.0553   0.5893   0.0501
  -2.000   0.2488   0.03146   0.02239  -0.0536   0.5781   0.0501
  -1.750   0.2669   0.03184   0.02278  -0.0528   0.5764   0.0516
  -1.500   0.2880   0.03189   0.02284  -0.0520   0.5753   0.0535
  -1.250   0.2416   0.03593   0.02691  -0.0444   0.5671   0.0527
  -1.000   0.2873   0.03463   0.02561  -0.0461   0.5691   0.0571
  -0.750   0.3221   0.03374   0.02472  -0.0464   0.5702   0.0628
  -0.500   0.3528   0.03294   0.02395  -0.0462   0.5709   0.0747
  -0.250   0.3827   0.03220   0.02338  -0.0459   0.5713   0.1128
   3.250   0.0885   0.04345   0.03648   0.0587   0.5129   0.8617
   3.500   0.1101   0.04403   0.03705   0.0602   0.5120   0.8750
   4.000   0.2568   0.04831   0.04145   0.0427   0.5105   0.9080
   4.500   0.2427   0.04975   0.04284   0.0512   0.4986   0.9104
   4.750   0.2692   0.04945   0.04250   0.0513   0.4976   0.9117
   5.000   0.2927   0.04896   0.04195   0.0523   0.4967   0.9132
   5.500   0.2655   0.04999   0.04293   0.0635   0.4844   0.9151
   5.750   0.2833   0.04943   0.04232   0.0652   0.4832   0.9150
   6.000   0.3011   0.04906   0.04189   0.0668   0.4823   0.9149
   6.250   0.3202   0.04874   0.04154   0.0680   0.4816   0.9148
   6.750   0.3157   0.05069   0.04347   0.0740   0.4691   0.9150
   7.000   0.3377   0.05039   0.04314   0.0746   0.4680   0.9149
   7.250   0.3607   0.05007   0.04279   0.0751   0.4672   0.9147
   7.750   0.3656   0.05231   0.04504   0.0791   0.4549   0.9151
   8.250   0.4126   0.05180   0.04449   0.0797   0.4526   0.9151
   8.500   0.4376   0.05144   0.04411   0.0798   0.4518   0.9151
   9.000   0.4490   0.05366   0.04636   0.0825   0.4388   0.9152
   9.250   0.4726   0.05348   0.04618   0.0826   0.4377   0.9152
   9.500   0.4975   0.05318   0.04587   0.0826   0.4367   0.9151
  10.000   0.5141   0.05519   0.04792   0.0847   0.4233   0.9152
  11.000   0.5846   0.05662   0.04940   0.0858   0.4071   0.9155
  11.250   0.6116   0.05621   0.04900   0.0855   0.4057   0.9156
  11.750   0.6311   0.05846   0.05132   0.0867   0.3923   0.9158
  12.000   0.6597   0.05794   0.05080   0.0862   0.3903   0.9160
  12.500   0.6844   0.05991   0.05284   0.0868   0.3773   0.9163
  12.750   0.7123   0.05949   0.05244   0.0862   0.3749   0.9164
  13.000   0.7431   0.05883   0.05179   0.0855   0.3729   0.9166
  13.250   0.7424   0.06112   0.05413   0.0863   0.3632   0.9167
  13.500   0.7692   0.06083   0.05387   0.0857   0.3594   0.9169
  13.750   0.8005   0.06012   0.05316   0.0848   0.3565   0.9171
  14.000   0.8056   0.06188   0.05496   0.0853   0.3467   0.9173
  14.250   0.8336   0.06145   0.05453   0.0846   0.3413   0.9176
  14.500   0.8522   0.06195   0.05505   0.0843   0.3356   0.9178
  14.750   0.8665   0.06285   0.05596   0.0842   0.3264   0.9180
  15.000   0.8907   0.06285   0.05595   0.0835   0.3206   0.9182
  15.250   0.8982   0.06449   0.05763   0.0835   0.3107   0.9185
  15.500   0.9185   0.06487   0.05798   0.0830   0.3031   0.9187
  15.750   0.9248   0.06667   0.05982   0.0830   0.2936   0.9189
  16.000   0.9403   0.06755   0.06071   0.0826   0.2860   0.9192
  16.250   0.9484   0.06924   0.06245   0.0824   0.2779   0.9194
  16.750   0.9702   0.07224   0.06549   0.0814   0.2611   0.9200
  17.000   0.9820   0.07370   0.06696   0.0807   0.2539   0.9203
  17.250   0.9909   0.07548   0.06878   0.0802   0.2457   0.9206
  17.500   1.0018   0.07702   0.07033   0.0795   0.2385   0.9209
  17.750   1.0094   0.07899   0.07233   0.0789   0.2306   0.9213
  18.000   1.0172   0.08088   0.07421   0.0782   0.2225   0.9216
  18.250   1.0218   0.08318   0.07656   0.0776   0.2134   0.9220
  18.500   1.0268   0.08539   0.07879   0.0770   0.2047   0.9223
  18.750   1.0283   0.08810   0.08158   0.0764   0.1945   0.9227
  19.000   1.0256   0.09136   0.08489   0.0757   0.1772   0.9230
<< Back to NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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