NREL's S801 Airfoil (s801-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S801 Airfoil (s801-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.68 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s801-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s801-nr-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S801 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3725 0.11527 0.11005 -0.0125 1.0000 0.2949
-7.500 -0.3596 0.11184 0.10663 -0.0108 1.0000 0.3027
-7.250 -0.3918 0.11103 0.10594 -0.0092 1.0000 0.3122
-7.000 -0.3731 0.10766 0.10255 -0.0074 1.0000 0.3237
-6.750 -0.3753 0.10516 0.10009 -0.0056 1.0000 0.3343
-6.500 -0.3928 0.10329 0.09829 -0.0036 1.0000 0.3459
-6.250 -0.4116 0.10195 0.09703 -0.0010 1.0000 0.3594
-6.000 -0.4124 0.09953 0.09464 0.0013 1.0000 0.3752
-5.750 -0.4161 0.09722 0.09238 0.0038 1.0000 0.3913
-5.500 -0.4235 0.09507 0.09029 0.0065 1.0000 0.4076
-5.000 -0.5441 0.06258 0.05568 -0.0440 1.0000 0.1537
-4.750 -0.5194 0.05649 0.04907 -0.0469 1.0000 0.1375
-4.500 -0.4985 0.05270 0.04510 -0.0479 1.0000 0.1337
-4.250 -0.4722 0.04899 0.04087 -0.0500 1.0000 0.1316
-4.000 -0.4445 0.04590 0.03724 -0.0517 1.0000 0.1310
-3.750 -0.4164 0.04324 0.03403 -0.0529 1.0000 0.1302
-3.500 -0.3891 0.04110 0.03142 -0.0535 1.0000 0.1308
-3.250 -0.3627 0.03944 0.02936 -0.0538 1.0000 0.1337
-3.000 -0.3373 0.03813 0.02769 -0.0538 1.0000 0.1401
-2.750 -0.3146 0.03708 0.02659 -0.0532 1.0000 0.1489
-2.500 -0.2921 0.03609 0.02551 -0.0522 1.0000 0.1583
-2.250 -0.2713 0.03533 0.02481 -0.0509 1.0000 0.1761
-2.000 -0.2489 0.03447 0.02411 -0.0498 1.0000 0.2148
-1.750 -0.2281 0.03162 0.02445 -0.0471 1.0000 0.5734
-1.500 -0.2477 0.03267 0.02574 -0.0337 1.0000 0.7943
-1.250 -0.2641 0.03266 0.02570 -0.0224 1.0000 0.8655
-1.000 -0.2666 0.03202 0.02497 -0.0139 1.0000 0.9503
-0.750 -0.2211 0.03198 0.02447 -0.0187 1.0000 1.0000
-0.500 -0.2058 0.03199 0.02418 -0.0185 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1871 0.03221 0.02410 -0.0189 1.0000 1.0000
0.000 -0.1661 0.03257 0.02418 -0.0196 1.0000 1.0000
0.250 -0.1438 0.03307 0.02442 -0.0206 1.0000 1.0000
0.500 -0.1207 0.03365 0.02477 -0.0217 1.0000 1.0000
0.750 -0.0973 0.03432 0.02521 -0.0229 1.0000 1.0000
1.000 -0.0736 0.03505 0.02575 -0.0241 1.0000 1.0000
1.250 -0.0500 0.03585 0.02638 -0.0254 1.0000 1.0000
1.500 -0.0265 0.03671 0.02708 -0.0266 1.0000 1.0000
1.750 -0.0032 0.03762 0.02785 -0.0278 1.0000 1.0000
2.000 0.0198 0.03859 0.02869 -0.0291 1.0000 1.0000
2.250 0.0426 0.03961 0.02960 -0.0303 1.0000 1.0000
2.500 0.0649 0.04069 0.03058 -0.0314 1.0000 1.0000
2.750 0.0869 0.04182 0.03162 -0.0326 1.0000 1.0000
3.000 0.1085 0.04300 0.03274 -0.0338 1.0000 1.0000
3.250 0.1296 0.04424 0.03392 -0.0349 1.0000 1.0000
3.500 0.1502 0.04554 0.03517 -0.0360 1.0000 1.0000
3.750 0.1704 0.04689 0.03649 -0.0371 1.0000 1.0000
4.000 0.1902 0.04831 0.03788 -0.0382 1.0000 1.0000
4.250 0.2094 0.04979 0.03935 -0.0392 1.0000 1.0000
4.500 0.2301 0.05145 0.04101 -0.0407 0.9987 1.0000
4.750 0.2661 0.05421 0.04378 -0.0451 0.9883 1.0000
5.000 0.3012 0.05696 0.04655 -0.0494 0.9756 1.0000
5.250 0.3386 0.05993 0.04955 -0.0539 0.9612 1.0000
5.500 0.3658 0.06207 0.05174 -0.0567 0.9447 1.0000
5.750 0.3969 0.06432 0.05408 -0.0599 0.9234 1.0000
6.000 0.4369 0.06752 0.05734 -0.0644 0.9032 1.0000
6.250 0.4655 0.06928 0.05919 -0.0667 0.8759 1.0000
6.500 0.5817 0.06798 0.05801 -0.0730 0.7564 1.0000
6.750 0.6268 0.06880 0.05897 -0.0750 0.7302 1.0000
7.000 0.6570 0.06961 0.05991 -0.0757 0.7064 1.0000
7.250 0.6969 0.07011 0.06054 -0.0768 0.6836 1.0000
7.500 0.7249 0.07069 0.06130 -0.0768 0.6606 1.0000
7.750 0.7824 0.06981 0.06063 -0.0784 0.6400 1.0000
8.000 0.7945 0.07068 0.06163 -0.0770 0.6154 1.0000
8.250 0.8547 0.06835 0.05959 -0.0775 0.5948 1.0000
8.500 0.8742 0.06836 0.05977 -0.0760 0.5696 1.0000
8.750 0.9494 0.06289 0.05470 -0.0753 0.5497 1.0000
9.000 0.9831 0.06043 0.05250 -0.0730 0.5233 1.0000
9.250 1.0591 0.05193 0.04442 -0.0698 0.4988 1.0000
9.500 1.1793 0.03867 0.03123 -0.0669 0.4346 1.0000
9.750 1.2100 0.03819 0.03001 -0.0643 0.3617 1.0000
10.000 1.2287 0.03979 0.03108 -0.0624 0.3105 1.0000
10.250 1.2515 0.04174 0.03266 -0.0615 0.2708 1.0000
10.500 1.2795 0.04383 0.03457 -0.0614 0.2395 1.0000
10.750 1.3190 0.04624 0.03678 -0.0628 0.2131 1.0000
11.000 1.3430 0.04878 0.03942 -0.0627 0.1957 1.0000
11.250 1.3717 0.05172 0.04247 -0.0632 0.1817 1.0000
11.500 1.3988 0.05476 0.04560 -0.0637 0.1696 1.0000
11.750 1.4021 0.05768 0.04890 -0.0613 0.1630 1.0000
12.000 1.4258 0.06141 0.05275 -0.0616 0.1554 1.0000
12.250 1.4114 0.06454 0.05633 -0.0575 0.1526 1.0000
12.500 1.4011 0.06786 0.05997 -0.0544 0.1492 1.0000
12.750 1.4313 0.07207 0.06416 -0.0555 0.1424 1.0000
13.000 1.4073 0.07582 0.06829 -0.0517 0.1419 1.0000
13.250 1.3809 0.08005 0.07287 -0.0486 0.1416 1.0000
13.500 1.3528 0.08487 0.07799 -0.0464 0.1416 1.0000
13.750 1.3231 0.09034 0.08372 -0.0451 0.1418 1.0000
14.000 1.2927 0.09651 0.09012 -0.0449 0.1422 1.0000
14.250 1.2631 0.10340 0.09720 -0.0456 0.1428 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S801 Airfoil (s801-nr)