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