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

Polar data table (+)

Polar graphs


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