NREL's S801 Airfoil (s801-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S801 Airfoil (s801-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 27.14 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s801-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s801-nr-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2702 0.13463 0.12833 -0.0418 1.0000 0.1162
-11.250 -0.2778 0.13300 0.12679 -0.0404 1.0000 0.1157
-11.000 -0.3591 0.12418 0.11713 -0.0549 1.0000 0.0671
-10.750 -0.3445 0.12147 0.11438 -0.0521 1.0000 0.0645
-10.500 -0.3460 0.11851 0.11150 -0.0514 1.0000 0.0626
-10.250 -0.3521 0.11551 0.10861 -0.0509 1.0000 0.0611
-9.750 -0.3978 0.10706 0.10046 -0.0526 1.0000 0.0551
-9.500 -0.4081 0.10499 0.09849 -0.0506 1.0000 0.0549
-9.250 -0.4225 0.10275 0.09637 -0.0488 1.0000 0.0547
-9.000 -0.4215 0.09812 0.09177 -0.0523 0.9954 0.0545
-8.750 -0.4172 0.09228 0.08592 -0.0581 0.9880 0.0544
-8.500 -0.4193 0.08587 0.07949 -0.0647 0.9791 0.0542
-8.250 -0.4249 0.08070 0.07428 -0.0695 0.9691 0.0538
-8.000 -0.4299 0.07508 0.06855 -0.0750 0.9589 0.0535
-7.750 -0.4328 0.06992 0.06320 -0.0789 0.9489 0.0533
-7.500 -0.4359 0.06515 0.05817 -0.0814 0.9392 0.0532
-7.250 -0.4290 0.06015 0.05278 -0.0846 0.9324 0.0532
-7.000 -0.4235 0.05621 0.04847 -0.0855 0.9242 0.0531
-6.750 -0.4052 0.05190 0.04365 -0.0882 0.9194 0.0533
-6.500 -0.3942 0.04882 0.04011 -0.0881 0.9125 0.0536
-6.250 -0.3723 0.04556 0.03623 -0.0894 0.9077 0.0545
-6.000 -0.3446 0.04299 0.03335 -0.0913 0.9044 0.0569
-5.750 -0.3275 0.04149 0.03165 -0.0906 0.8983 0.0592
-5.500 -0.3021 0.03961 0.02942 -0.0911 0.8939 0.0613
-5.250 -0.2721 0.03774 0.02716 -0.0920 0.8908 0.0634
-5.000 -0.2417 0.03621 0.02522 -0.0925 0.8881 0.0660
-4.750 -0.2261 0.03537 0.02434 -0.0908 0.8824 0.0694
-4.500 -0.2010 0.03453 0.02340 -0.0906 0.8785 0.0751
-4.250 -0.1720 0.03359 0.02227 -0.0905 0.8755 0.0811
-4.000 -0.1445 0.03277 0.02139 -0.0907 0.8725 0.0897
-3.750 -0.1304 0.03233 0.02097 -0.0889 0.8670 0.1008
-3.500 -0.1065 0.03158 0.02026 -0.0888 0.8633 0.1244
-3.250 -0.0789 0.03047 0.01955 -0.0898 0.8603 0.1834
-3.000 -0.0486 0.02877 0.01900 -0.0921 0.8581 0.3644
-2.750 -0.0480 0.02866 0.01991 -0.0864 0.8523 0.5298
-2.500 -0.0431 0.02944 0.02096 -0.0800 0.8477 0.6582
-2.250 -0.0231 0.03015 0.02142 -0.0776 0.8443 0.7343
-2.000 -0.0124 0.03073 0.02185 -0.0733 0.8401 0.7737
-1.750 -0.0082 0.03121 0.02221 -0.0683 0.8347 0.8039
-1.500 0.0030 0.03145 0.02231 -0.0643 0.8308 0.8336
-1.250 0.0187 0.03152 0.02222 -0.0611 0.8277 0.8624
-1.000 0.0247 0.03168 0.02228 -0.0570 0.8227 0.8871
-0.750 0.0386 0.03174 0.02221 -0.0542 0.8181 0.9121
-0.500 0.0711 0.03181 0.02210 -0.0550 0.8151 0.9380
-0.250 0.1222 0.03201 0.02208 -0.0596 0.8130 0.9597
0.000 0.1789 0.03225 0.02209 -0.0657 0.8112 0.9738
0.250 0.2089 0.03277 0.02250 -0.0679 0.8057 0.9876
0.500 0.2365 0.03310 0.02271 -0.0693 0.8011 1.0000
0.750 0.2563 0.03328 0.02277 -0.0687 0.7972 1.0000
1.000 0.2600 0.03372 0.02315 -0.0659 0.7908 1.0000
1.250 0.2760 0.03413 0.02348 -0.0651 0.7852 1.0000
1.500 0.3052 0.03445 0.02370 -0.0662 0.7816 1.0000
1.750 0.3216 0.03504 0.02423 -0.0656 0.7756 1.0000
2.000 0.3432 0.03558 0.02472 -0.0657 0.7698 1.0000
2.250 0.3759 0.03596 0.02504 -0.0673 0.7660 1.0000
2.500 0.3944 0.03667 0.02572 -0.0671 0.7594 1.0000
2.750 0.4198 0.03725 0.02627 -0.0677 0.7534 1.0000
3.000 0.4554 0.03761 0.02661 -0.0695 0.7496 1.0000
3.500 0.5018 0.03894 0.02795 -0.0702 0.7359 1.0000
4.000 0.5514 0.04022 0.02930 -0.0712 0.7217 1.0000
4.250 0.5907 0.04039 0.02950 -0.0731 0.7177 1.0000
4.500 0.6033 0.04140 0.03057 -0.0722 0.7067 1.0000
4.750 0.6432 0.04144 0.03069 -0.0740 0.7022 1.0000
5.000 0.6569 0.04243 0.03175 -0.0731 0.6907 1.0000
5.500 0.7127 0.04320 0.03271 -0.0739 0.6738 1.0000
5.750 0.7327 0.04387 0.03349 -0.0735 0.6627 1.0000
6.000 0.7727 0.04348 0.03322 -0.0747 0.6564 1.0000
6.250 0.7902 0.04412 0.03398 -0.0739 0.6433 1.0000
6.500 0.8112 0.04453 0.03453 -0.0733 0.6306 1.0000
7.000 0.8766 0.04353 0.03385 -0.0732 0.6100 1.0000
7.250 0.8978 0.04354 0.03404 -0.0722 0.5952 1.0000
7.500 0.9203 0.04335 0.03401 -0.0711 0.5801 1.0000
7.750 0.9440 0.04290 0.03373 -0.0699 0.5644 1.0000
8.000 0.9510 0.04386 0.03484 -0.0680 0.5421 1.0000
8.250 0.9736 0.04338 0.03455 -0.0667 0.5235 1.0000
8.500 0.9970 0.04281 0.03415 -0.0653 0.5027 1.0000
8.750 1.0197 0.04235 0.03383 -0.0639 0.4776 1.0000
9.000 1.0484 0.04133 0.03289 -0.0625 0.4471 1.0000
9.250 1.0766 0.04046 0.03195 -0.0609 0.4084 1.0000
9.500 1.0977 0.04044 0.03168 -0.0592 0.3645 1.0000
9.750 1.1086 0.04155 0.03253 -0.0574 0.3241 1.0000
10.000 1.1146 0.04325 0.03402 -0.0556 0.2890 1.0000
10.250 1.1194 0.04518 0.03577 -0.0541 0.2594 1.0000
10.500 1.1240 0.04726 0.03771 -0.0527 0.2336 1.0000
10.750 1.1296 0.04934 0.03969 -0.0515 0.2117 1.0000
11.000 1.1365 0.05141 0.04170 -0.0505 0.1928 1.0000
11.250 1.1440 0.05347 0.04371 -0.0496 0.1763 1.0000
11.500 1.1535 0.05545 0.04570 -0.0488 0.1623 1.0000
11.750 1.1639 0.05740 0.04766 -0.0480 0.1498 1.0000
12.000 1.1756 0.05929 0.04955 -0.0473 0.1391 1.0000
12.250 1.1891 0.06106 0.05133 -0.0466 0.1296 1.0000
12.500 1.2030 0.06296 0.05342 -0.0461 0.1205 1.0000
12.750 1.2190 0.06466 0.05513 -0.0455 0.1130 1.0000
13.000 1.2337 0.06667 0.05740 -0.0450 0.1061 1.0000
13.250 1.2498 0.06849 0.05922 -0.0445 0.1002 1.0000
13.500 1.2586 0.07117 0.06225 -0.0441 0.0949 1.0000
13.750 1.2718 0.07337 0.06455 -0.0437 0.0905 1.0000
14.000 1.2824 0.07604 0.06738 -0.0434 0.0866 1.0000
14.250 1.2805 0.07982 0.07155 -0.0432 0.0833 1.0000
14.500 1.2803 0.08338 0.07535 -0.0432 0.0803 1.0000
14.750 1.2853 0.08645 0.07857 -0.0432 0.0777 1.0000
15.000 1.2893 0.08984 0.08208 -0.0433 0.0754 1.0000
15.250 1.2713 0.09565 0.08829 -0.0444 0.0743 1.0000
15.500 1.2507 0.10210 0.09510 -0.0463 0.0733 1.0000
15.750 1.2269 0.10944 0.10276 -0.0491 0.0727 1.0000
16.000 1.1982 0.11821 0.11180 -0.0533 0.0725 1.0000
16.250 1.1621 0.12944 0.12324 -0.0598 0.0729 1.0000
16.500 1.1177 0.14445 0.13841 -0.0694 0.0738 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S801 Airfoil (s801-nr)