NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.08 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n6h20-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-n6h20-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.250 -0.0900 0.15516 0.14795 -0.0738 0.7139 0.1156
-14.000 -0.0973 0.15459 0.14740 -0.0766 0.7130 0.1189
-13.750 -0.1120 0.15450 0.14735 -0.0798 0.7122 0.1200
-13.500 -0.0787 0.14802 0.14081 -0.0786 0.7108 0.1231
-13.250 -0.0671 0.14521 0.13797 -0.0790 0.7097 0.1266
-13.000 -0.0625 0.14297 0.13571 -0.0799 0.7087 0.1302
-12.750 -0.0677 0.14163 0.13437 -0.0821 0.7078 0.1346
-12.500 -0.0851 0.14129 0.13411 -0.0865 0.7065 0.1364
-12.250 -0.0684 0.13704 0.12989 -0.0880 0.7051 0.1378
-12.000 -0.0455 0.13340 0.12622 -0.0886 0.7037 0.1405
-11.750 -0.0343 0.13103 0.12385 -0.0898 0.7025 0.1450
-11.500 -0.0435 0.12988 0.12275 -0.0923 0.7015 0.1520
-11.250 -0.0702 0.12940 0.12236 -0.0961 0.7006 0.1538
-11.000 -0.0371 0.12481 0.11773 -0.0949 0.6990 0.1572
-10.750 -0.0255 0.12247 0.11538 -0.0951 0.6976 0.1614
-10.500 -0.0253 0.12050 0.11343 -0.0959 0.6961 0.1652
-10.250 -0.0681 0.12027 0.11330 -0.0992 0.6949 0.1717
-10.000 -0.0853 0.11797 0.11107 -0.1004 0.6936 0.1726
-9.750 -0.0641 0.11438 0.10743 -0.0995 0.6925 0.1740
-9.500 -0.1104 0.10335 0.09616 -0.1066 0.6917 0.0896
-9.250 -0.1060 0.10129 0.09409 -0.1055 0.6908 0.0878
-9.000 -0.1183 0.09944 0.09223 -0.1041 0.6898 0.0861
-8.750 -0.1439 0.09885 0.09170 -0.1016 0.6876 0.0849
-8.500 -0.1752 0.09847 0.09135 -0.0972 0.6851 0.0839
-8.250 -0.2109 0.09821 0.09110 -0.0912 0.6828 0.0830
-8.000 -0.2488 0.09807 0.09096 -0.0842 0.6812 0.0822
-7.500 -0.3454 0.09616 0.08869 -0.0667 0.6783 0.0778
-7.250 -0.3583 0.09484 0.08732 -0.0619 0.6766 0.0774
-7.000 -0.3687 0.09322 0.08561 -0.0574 0.6751 0.0769
-6.750 -0.3767 0.09144 0.08370 -0.0532 0.6738 0.0763
-6.500 -0.3851 0.08965 0.08174 -0.0487 0.6727 0.0760
-6.250 -0.4104 0.08908 0.08109 -0.0419 0.6714 0.0759
-6.000 -0.4324 0.08832 0.08025 -0.0356 0.6696 0.0757
-5.750 -0.4480 0.08707 0.07885 -0.0301 0.6676 0.0756
-5.500 -0.4578 0.08560 0.07717 -0.0252 0.6655 0.0757
-5.250 -0.4635 0.08402 0.07536 -0.0207 0.6640 0.0758
-5.000 -0.4668 0.08245 0.07352 -0.0165 0.6629 0.0762
-4.750 -0.4660 0.08096 0.07177 -0.0129 0.6618 0.0760
-4.500 -0.4611 0.07935 0.06987 -0.0096 0.6603 0.0758
-4.250 -0.4513 0.07778 0.06798 -0.0070 0.6586 0.0754
-4.000 -0.4365 0.07617 0.06600 -0.0049 0.6569 0.0752
-3.500 -0.4159 0.07395 0.06313 0.0000 0.6532 0.0752
-3.250 -0.4093 0.07321 0.06214 0.0026 0.6518 0.0752
-3.000 -0.3997 0.07250 0.06114 0.0048 0.6497 0.0759
-2.750 -0.3854 0.07187 0.06015 0.0065 0.6472 0.0772
-2.500 -0.3652 0.07130 0.05923 0.0074 0.6448 0.0783
-2.250 -0.3394 0.07076 0.05858 0.0068 0.6426 0.0797
-2.000 -0.3097 0.07049 0.05812 0.0058 0.6410 0.0806
-1.750 -0.2745 0.07040 0.05785 0.0039 0.6394 0.0818
-1.500 -0.2292 0.07069 0.05797 -0.0002 0.6370 0.0837
-1.250 -0.1883 0.07139 0.05853 -0.0050 0.6327 0.0866
-1.000 -0.1069 0.07276 0.05981 -0.0165 0.6292 0.0930
-0.750 -0.0369 0.07409 0.06115 -0.0256 0.6266 0.0985
-0.500 0.0049 0.07509 0.06206 -0.0287 0.6244 0.1047
-0.250 0.0435 0.07593 0.06300 -0.0308 0.6223 0.1145
0.250 0.3046 0.08334 0.07290 -0.0702 0.6138 1.0000
0.500 0.3147 0.08434 0.07372 -0.0685 0.6109 1.0000
0.750 0.3304 0.08520 0.07439 -0.0674 0.6081 1.0000
1.000 0.3521 0.08597 0.07497 -0.0669 0.6057 1.0000
1.250 0.3570 0.08700 0.07589 -0.0647 0.6015 1.0000
1.500 0.3577 0.08812 0.07694 -0.0622 0.5970 1.0000
1.750 0.3694 0.08905 0.07777 -0.0608 0.5935 1.0000
2.000 0.3880 0.08984 0.07843 -0.0600 0.5905 1.0000
2.250 0.4124 0.09058 0.07902 -0.0598 0.5882 1.0000
2.500 0.4021 0.09189 0.08033 -0.0564 0.5818 1.0000
2.750 0.4123 0.09285 0.08122 -0.0549 0.5777 1.0000
3.000 0.4303 0.09364 0.08190 -0.0541 0.5745 1.0000
3.250 0.4548 0.09432 0.08248 -0.0538 0.5721 1.0000
3.500 0.4444 0.09575 0.08392 -0.0506 0.5653 1.0000
3.750 0.4556 0.09673 0.08485 -0.0493 0.5613 1.0000
4.000 0.4750 0.09746 0.08551 -0.0486 0.5581 1.0000
4.250 0.4835 0.09848 0.08649 -0.0470 0.5534 1.0000
4.500 0.4855 0.09973 0.08774 -0.0451 0.5479 1.0000
4.750 0.4997 0.10066 0.08864 -0.0441 0.5444 1.0000
5.000 0.5207 0.10137 0.08929 -0.0435 0.5417 1.0000
5.250 0.5165 0.10281 0.09075 -0.0412 0.5348 1.0000
5.500 0.5282 0.10376 0.09168 -0.0400 0.5302 1.0000
5.750 0.5468 0.10452 0.09241 -0.0393 0.5273 1.0000
6.000 0.5486 0.10595 0.09386 -0.0375 0.5219 1.0000
6.250 0.5552 0.10712 0.09504 -0.0360 0.5164 1.0000
6.500 0.5736 0.10777 0.09568 -0.0353 0.5128 1.0000
6.750 0.5787 0.10907 0.09700 -0.0338 0.5076 1.0000
7.000 0.5845 0.11026 0.09820 -0.0324 0.5015 1.0000
7.250 0.6049 0.11068 0.09862 -0.0317 0.4977 1.0000
7.500 0.6061 0.11185 0.09981 -0.0299 0.4893 1.0000
7.750 0.6242 0.11216 0.10013 -0.0290 0.4841 1.0000
8.000 0.6320 0.11298 0.10097 -0.0276 0.4768 1.0000
8.250 0.6446 0.11358 0.10159 -0.0264 0.4705 1.0000
8.500 0.6685 0.11352 0.10154 -0.0258 0.4672 1.0000
8.750 0.6617 0.11553 0.10360 -0.0239 0.4580 1.0000
9.000 0.6795 0.11592 0.10403 -0.0231 0.4540 1.0000
9.250 0.6830 0.11735 0.10551 -0.0217 0.4472 1.0000
9.500 0.6913 0.11842 0.10662 -0.0206 0.4411 1.0000
9.750 0.7118 0.11854 0.10677 -0.0198 0.4378 1.0000
10.000 0.7065 0.12073 0.10903 -0.0183 0.4289 1.0000
10.250 0.7200 0.12144 0.10980 -0.0173 0.4244 1.0000
10.500 0.7397 0.12158 0.10998 -0.0166 0.4216 1.0000
11.000 0.7423 0.12536 0.11389 -0.0142 0.4082 1.0000
11.250 0.7608 0.12558 0.11419 -0.0134 0.4056 1.0000
11.500 0.7467 0.12919 0.11788 -0.0122 0.3960 1.0000
11.750 0.7599 0.12992 0.11866 -0.0113 0.3922 1.0000
12.000 0.7777 0.13016 0.11897 -0.0105 0.3896 1.0000
12.250 0.7626 0.13404 0.12292 -0.0094 0.3803 1.0000
12.500 0.7720 0.13529 0.12424 -0.0086 0.3766 1.0000
12.750 0.7862 0.13598 0.12502 -0.0078 0.3741 1.0000
13.000 0.7795 0.13929 0.12840 -0.0071 0.3688 1.0000
13.250 0.7753 0.14228 0.13148 -0.0064 0.3639 1.0000
13.500 0.7822 0.14387 0.13315 -0.0057 0.3605 1.0000
13.750 0.7955 0.14458 0.13394 -0.0049 0.3578 1.0000
14.000 0.7973 0.14662 0.13607 -0.0041 0.3532 1.0000
14.250 0.7908 0.14953 0.13906 -0.0035 0.3467 1.0000
14.500 0.8003 0.15055 0.14017 -0.0026 0.3429 1.0000
14.750 0.8182 0.15039 0.14010 -0.0016 0.3399 1.0000
15.000 0.8073 0.15394 0.14374 -0.0012 0.3336 1.0000
15.250 0.8098 0.15560 0.14551 -0.0004 0.3279 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 6-H-20 AIRFOIL (n6h20-il)