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

Polar data table (+)

Polar graphs


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