NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.53 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n6h20-il-50000.txt Download as CSV file: xf-n6h20-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.4772 0.15849 0.15375 -0.0146 1.0000 0.2094
-9.000 -0.5096 0.15731 0.15263 -0.0148 1.0000 0.2142
-8.750 -0.5568 0.15608 0.15148 -0.0152 1.0000 0.2154
-8.500 -0.5003 0.15105 0.14639 -0.0117 1.0000 0.2255
-8.250 -0.5258 0.14909 0.14448 -0.0111 1.0000 0.2320
-8.000 -0.5779 0.14713 0.14260 -0.0107 1.0000 0.2341
-7.750 -0.5326 0.14318 0.13862 -0.0081 1.0000 0.2442
-7.500 -0.5640 0.14064 0.13613 -0.0070 1.0000 0.2507
-7.250 -0.6195 0.13849 0.13402 -0.0041 1.0000 0.2528
-7.000 -0.6692 0.13692 0.13246 0.0016 1.0000 0.2533
-6.750 -0.4779 0.13704 0.13279 -0.0184 0.9558 0.2929
-6.500 -0.4547 0.13448 0.13018 -0.0182 0.9467 0.3105
-6.250 -0.4359 0.13178 0.12747 -0.0181 0.9380 0.3286
-5.500 -0.6934 0.11881 0.11414 0.0098 0.9544 0.3304
-5.250 -0.6979 0.11591 0.11121 0.0128 0.9441 0.3500
-5.000 -0.6637 0.11149 0.10693 0.0127 0.9374 0.3777
-4.000 -0.4776 0.10645 0.10202 0.0195 0.9112 0.6346
-3.750 -0.5219 0.10223 0.09787 0.0255 0.9053 0.6404
-3.500 -0.4972 0.10025 0.09584 0.0259 0.8953 0.6605
-3.250 -0.7209 0.08860 0.08425 0.0511 0.8834 0.5964
-3.000 -0.7246 0.08522 0.08083 0.0546 0.8773 0.6123
-2.750 -0.7491 0.08142 0.07691 0.0604 0.8701 0.6147
-2.500 -0.7541 0.07853 0.07381 0.0631 0.8633 0.6171
-2.250 -0.7515 0.07598 0.07106 0.0647 0.8577 0.6136
-2.000 -0.5763 0.08419 0.07627 0.0265 0.8464 0.2610
-1.750 -0.5488 0.08104 0.07200 0.0276 0.8389 0.1938
-1.500 -0.5215 0.07951 0.06995 0.0279 0.8336 0.1807
-1.250 -0.4865 0.07981 0.06984 0.0268 0.8306 0.1731
-1.000 -0.4818 0.07722 0.06704 0.0300 0.8229 0.1692
-0.750 -0.4483 0.07696 0.06608 0.0297 0.8176 0.1611
-0.500 -0.4074 0.07832 0.06705 0.0273 0.8146 0.1587
-0.250 -0.4026 0.07605 0.06465 0.0301 0.8071 0.1583
0.000 -0.3688 0.07640 0.06472 0.0285 0.8018 0.1602
0.250 -0.3061 0.07844 0.06672 0.0208 0.7987 0.1647
0.500 -0.2584 0.07847 0.06664 0.0146 0.7924 0.1681
0.750 -0.1560 0.08184 0.06999 -0.0014 0.7868 0.1819
1.000 -0.0763 0.08542 0.07378 -0.0122 0.7832 0.2061
1.250 -0.0508 0.08692 0.07541 -0.0125 0.7799 0.2322
1.500 -0.0512 0.08587 0.07469 -0.0083 0.7719 0.2628
1.750 -0.0638 0.08476 0.07457 -0.0005 0.7676 0.3759
2.000 0.2388 0.10278 0.09236 -0.0555 0.7650 1.0000
2.250 0.2323 0.10237 0.09190 -0.0517 0.7578 1.0000
2.500 0.2486 0.10376 0.09316 -0.0511 0.7514 1.0000
2.750 0.2752 0.10663 0.09588 -0.0521 0.7477 1.0000
3.000 0.2688 0.10641 0.09562 -0.0486 0.7414 1.0000
3.250 0.2829 0.10768 0.09679 -0.0477 0.7345 1.0000
3.500 0.3083 0.11044 0.09945 -0.0485 0.7306 1.0000
3.750 0.3066 0.11098 0.09994 -0.0459 0.7261 1.0000
4.000 0.3138 0.11170 0.10062 -0.0442 0.7185 1.0000
4.250 0.3362 0.11409 0.10292 -0.0446 0.7139 1.0000
4.500 0.3527 0.11681 0.10558 -0.0445 0.7110 1.0000
4.750 0.3437 0.11597 0.10475 -0.0409 0.7030 1.0000
5.000 0.3613 0.11790 0.10663 -0.0407 0.6977 1.0000
5.250 0.3894 0.12168 0.11035 -0.0420 0.6945 1.0000
5.500 0.3739 0.12064 0.10933 -0.0380 0.6879 1.0000
5.750 0.3865 0.12213 0.11080 -0.0372 0.6816 1.0000
6.000 0.4104 0.12517 0.11380 -0.0379 0.6777 1.0000
6.250 0.4069 0.12588 0.11453 -0.0356 0.6731 1.0000
6.500 0.4138 0.12676 0.11541 -0.0343 0.6645 1.0000
6.750 0.4402 0.13005 0.11867 -0.0351 0.6597 1.0000
7.000 0.4312 0.13019 0.11884 -0.0324 0.6534 1.0000
7.250 0.4435 0.13172 0.12037 -0.0317 0.6457 1.0000
7.500 0.4716 0.13567 0.12432 -0.0328 0.6417 1.0000
7.750 0.4557 0.13505 0.12375 -0.0296 0.6346 1.0000
8.000 0.4701 0.13697 0.12568 -0.0293 0.6278 1.0000
8.250 0.4991 0.14145 0.13016 -0.0305 0.6243 1.0000
8.500 0.4790 0.14025 0.12902 -0.0271 0.6160 1.0000
8.750 0.4973 0.14270 0.13148 -0.0272 0.6098 1.0000
9.000 0.5076 0.14554 0.13435 -0.0268 0.6064 1.0000
9.250 0.5010 0.14575 0.13460 -0.0249 0.5984 1.0000
9.500 0.5183 0.14834 0.13722 -0.0250 0.5934 1.0000
9.750 0.5315 0.15159 0.14050 -0.0249 0.5907 1.0000
10.000 0.5199 0.15143 0.14038 -0.0228 0.5840 1.0000
10.250 0.5331 0.15354 0.14253 -0.0225 0.5787 1.0000
10.500 0.5561 0.15752 0.14654 -0.0231 0.5758 1.0000
10.750 0.5414 0.15726 0.14631 -0.0210 0.5715 1.0000
11.000 0.5468 0.15869 0.14779 -0.0202 0.5661 1.0000
11.250 0.5603 0.16104 0.15017 -0.0200 0.5624 1.0000
11.500 0.5792 0.16467 0.15387 -0.0203 0.5603 1.0000
11.750 0.5706 0.16505 0.15428 -0.0188 0.5580 1.0000
12.000 0.5701 0.16591 0.15519 -0.0177 0.5535 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il)