XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 5-H-20 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.2025 0.01303 0.00793 -0.0010 0.5886 0.8373 0.500 0.6611 0.02116 0.01573 -0.0718 0.5821 0.9365 1.000 0.7344 0.01982 0.01439 -0.0762 0.5804 0.9391 1.500 0.7934 0.01938 0.01396 -0.0779 0.5776 0.9414 2.000 0.8479 0.01913 0.01372 -0.0786 0.5738 0.9441 2.500 0.8985 0.01915 0.01375 -0.0785 0.5705 0.9482 3.000 0.9143 0.02165 0.01627 -0.0714 0.5675 0.9534 3.500 0.9713 0.02024 0.01481 -0.0726 0.5639 0.9541 4.000 1.0282 0.01964 0.01419 -0.0739 0.5592 0.9551 4.500 1.0822 0.01910 0.01377 -0.0748 0.5558 0.9561 5.000 1.1355 0.01879 0.01354 -0.0755 0.5515 0.9574 5.500 1.1911 0.01797 0.01267 -0.0761 0.5409 0.9589 6.000 1.2414 0.01757 0.01233 -0.0761 0.5247 0.9612 6.500 1.2878 0.01758 0.01236 -0.0756 0.5090 0.9647 7.500 1.2900 0.02100 0.01552 -0.0625 0.4014 0.9782 9.000 0.8128 0.02055 0.01564 0.0537 0.4846 0.9328 9.500 0.7987 0.02230 0.01739 0.0618 0.4642 0.9341 10.000 0.7720 0.02505 0.01986 0.0707 0.4005 0.9352 10.500 0.7233 0.02964 0.02408 0.0804 0.3494 0.9371 11.000 0.7237 0.03241 0.02672 0.0843 0.3262 0.9384 11.500 0.7443 0.03436 0.02866 0.0858 0.3145 0.9400 12.000 0.7567 0.03695 0.03118 0.0878 0.2922 0.9413 12.500 0.7694 0.03984 0.03402 0.0892 0.2620 0.9425 13.000 0.7622 0.04431 0.03818 0.0915 0.2121 0.9440 13.500 0.7784 0.04725 0.04102 0.0920 0.1801 0.9453 14.000 0.7752 0.05184 0.04528 0.0932 0.1261 0.9467 14.500 0.7920 0.05517 0.04854 0.0930 0.1100 0.9481 15.000 0.8130 0.05832 0.05171 0.0922 0.0987 0.9495 15.500 0.8278 0.06215 0.05535 0.0914 0.0586 0.9509 16.000 0.8410 0.06638 0.05956 0.0903 0.0456 0.9525 16.500 0.8625 0.07033 0.06355 0.0881 0.0390 0.9539 17.000 0.8878 0.07451 0.06782 0.0849 0.0352 0.9554 17.500 0.9117 0.07894 0.07235 0.0815 0.0319 0.9570 18.000 0.9324 0.08384 0.07732 0.0779 0.0270 0.9586 18.500 0.9555 0.08864 0.08224 0.0740 0.0248 0.9603 19.000 0.9744 0.09405 0.08778 0.0699 0.0222 0.9621 19.500 0.9926 0.09966 0.09353 0.0656 0.0204 0.9639 20.000 0.9939 0.10736 0.10120 0.0612 0.0062 0.9656 20.500 0.9957 0.11525 0.10921 0.0564 0.0033 0.9674 21.000 1.0078 0.12192 0.11606 0.0513 0.0031 0.9695 21.500 1.0189 0.12890 0.12322 0.0459 0.0028 0.9725 22.000 1.0337 0.13551 0.13000 0.0400 0.0028 0.9781 22.500 1.0449 0.14233 0.13699 0.0341 0.0027 0.9881