Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NREL's S802 Airfoil (s802-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S802 Airfoil (s802-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 36.75 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s802-nr-50000.txt
Download as CSV file: xf-s802-nr-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NREL's S802 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.3447   0.11288   0.10736  -0.0215   1.0000   0.2411
  -8.000  -0.3255   0.10884   0.10332  -0.0189   1.0000   0.2528
  -7.750  -0.3566   0.10891   0.10352  -0.0175   1.0000   0.2566
  -7.500  -0.3414   0.10532   0.09994  -0.0151   1.0000   0.2693
  -7.250  -0.3469   0.10303   0.09772  -0.0132   1.0000   0.2770
  -7.000  -0.3645   0.10205   0.09681  -0.0112   1.0000   0.2868
  -6.750  -0.3567   0.09894   0.09373  -0.0091   1.0000   0.2976
  -6.500  -0.3969   0.09907   0.09402  -0.0069   1.0000   0.3037
  -6.250  -0.3862   0.09580   0.09075  -0.0048   1.0000   0.3181
  -6.000  -0.3782   0.09267   0.08764  -0.0028   1.0000   0.3298
  -5.750  -0.3854   0.09039   0.08542  -0.0005   1.0000   0.3412
  -5.500  -0.4046   0.08874   0.08387   0.0024   1.0000   0.3533
  -5.250  -0.5022   0.09259   0.08741   0.0053   1.0000   0.3670
  -5.000  -0.4908   0.08950   0.08434   0.0092   1.0000   0.3852
  -4.750  -0.4860   0.08709   0.08195   0.0127   1.0000   0.4057
  -4.500  -0.4994   0.08548   0.08043   0.0156   1.0000   0.4310
  -4.250  -0.4889   0.08297   0.07794   0.0196   1.0000   0.4554
  -4.000  -0.4428   0.06011   0.05403  -0.0390   1.0000   0.2168
  -3.750  -0.3603   0.04695   0.03867  -0.0583   1.0000   0.1327
  -3.500  -0.3321   0.04387   0.03522  -0.0599   1.0000   0.1310
  -3.250  -0.3013   0.04129   0.03208  -0.0618   1.0000   0.1314
  -3.000  -0.2716   0.03912   0.02942  -0.0629   1.0000   0.1318
  -2.750  -0.2427   0.03732   0.02715  -0.0635   1.0000   0.1326
  -2.500  -0.2163   0.03573   0.02530  -0.0637   1.0000   0.1359
  -2.250  -0.1918   0.03473   0.02418  -0.0635   1.0000   0.1448
  -2.000  -0.1684   0.03380   0.02318  -0.0629   1.0000   0.1561
  -1.750  -0.1457   0.03297   0.02232  -0.0618   1.0000   0.1714
  -1.500  -0.1201   0.03214   0.02159  -0.0614   1.0000   0.2112
  -1.250  -0.1011   0.02921   0.02193  -0.0572   1.0000   0.7112
  -1.000  -0.1220   0.02901   0.02192  -0.0445   1.0000   0.8808
  -0.750  -0.1180   0.02791   0.02065  -0.0403   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.0906   0.02846   0.02066  -0.0417   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.0640   0.02905   0.02084  -0.0431   1.0000   1.0000
   0.000  -0.0382   0.02969   0.02112  -0.0443   1.0000   1.0000
   0.250  -0.0129   0.03038   0.02150  -0.0454   1.0000   1.0000
   0.500   0.0119   0.03110   0.02196  -0.0464   1.0000   1.0000
   0.750   0.0360   0.03186   0.02249  -0.0474   1.0000   1.0000
   1.000   0.0597   0.03266   0.02307  -0.0483   1.0000   1.0000
   1.250   0.0828   0.03351   0.02374  -0.0491   1.0000   1.0000
   1.500   0.1055   0.03439   0.02446  -0.0499   1.0000   1.0000
   1.750   0.1277   0.03532   0.02524  -0.0506   1.0000   1.0000
   2.000   0.1494   0.03629   0.02609  -0.0513   1.0000   1.0000
   2.250   0.1706   0.03730   0.02700  -0.0519   1.0000   1.0000
   2.500   0.1914   0.03837   0.02797  -0.0526   1.0000   1.0000
   2.750   0.2116   0.03948   0.02902  -0.0532   1.0000   1.0000
   3.000   0.2314   0.04065   0.03013  -0.0538   1.0000   1.0000
   3.250   0.2507   0.04188   0.03132  -0.0544   1.0000   1.0000
   3.500   0.2696   0.04317   0.03258  -0.0550   1.0000   1.0000
   3.750   0.2879   0.04453   0.03392  -0.0556   1.0000   1.0000
   4.000   0.3058   0.04596   0.03534  -0.0562   1.0000   1.0000
   4.250   0.3231   0.04746   0.03684  -0.0569   1.0000   1.0000
   4.500   0.3400   0.04904   0.03845  -0.0575   1.0000   1.0000
   4.750   0.3696   0.05145   0.04089  -0.0607   0.9932   1.0000
   5.000   0.5381   0.05459   0.04417  -0.0819   0.8542   1.0000
   5.250   0.5818   0.05584   0.04552  -0.0848   0.8314   1.0000
   5.500   0.6122   0.05693   0.04672  -0.0859   0.8088   1.0000
   5.750   0.6533   0.05785   0.04777  -0.0880   0.7864   1.0000
   6.000   0.6857   0.05869   0.04875  -0.0889   0.7635   1.0000
   6.250   0.7270   0.05915   0.04940  -0.0904   0.7408   1.0000
   6.500   0.7594   0.05960   0.05001  -0.0906   0.7171   1.0000
   6.750   0.8098   0.05902   0.04966  -0.0919   0.6941   1.0000
   7.000   0.8402   0.05887   0.04974  -0.0912   0.6686   1.0000
   7.250   0.9050   0.05614   0.04734  -0.0918   0.6457   1.0000
   7.500   0.9510   0.05367   0.04521  -0.0906   0.6194   1.0000
   7.750   1.0042   0.04967   0.04157  -0.0886   0.5922   1.0000
   8.000   1.0863   0.04136   0.03378  -0.0860   0.5620   1.0000
   8.250   1.1607   0.03357   0.02616  -0.0829   0.4948   1.0000
   8.500   1.1935   0.03248   0.02407  -0.0792   0.3900   1.0000
   8.750   1.2053   0.03450   0.02540  -0.0763   0.3254   1.0000
   9.000   1.2284   0.03670   0.02708  -0.0753   0.2761   1.0000
   9.250   1.2613   0.03912   0.02924  -0.0759   0.2385   1.0000
   9.500   1.2981   0.04170   0.03167  -0.0773   0.2107   1.0000
   9.750   1.3278   0.04436   0.03442  -0.0776   0.1921   1.0000
  10.000   1.3537   0.04711   0.03729  -0.0776   0.1776   1.0000
  10.250   1.3802   0.05030   0.04064  -0.0777   0.1670   1.0000
  10.500   1.4092   0.05353   0.04386  -0.0783   0.1560   1.0000
  10.750   1.4082   0.05666   0.04764  -0.0748   0.1520   1.0000
  11.000   1.4130   0.06010   0.05149  -0.0723   0.1476   1.0000
  11.250   1.4332   0.06395   0.05537  -0.0722   0.1411   1.0000
  11.500   1.4179   0.06741   0.05935  -0.0678   0.1394   1.0000
  11.750   1.4005   0.07105   0.06341  -0.0637   0.1382   1.0000
  12.000   1.3795   0.07490   0.06760  -0.0597   0.1377   1.0000
  12.250   1.3551   0.07918   0.07218  -0.0563   0.1377   1.0000
  12.500   1.3274   0.08399   0.07726  -0.0539   0.1382   1.0000
  12.750   1.2962   0.08948   0.08300  -0.0525   0.1391   1.0000
  13.000   1.2649   0.09578   0.08948  -0.0524   0.1401   1.0000
  13.250   1.2358   0.10282   0.09668  -0.0535   0.1411   1.0000
  13.500   1.2119   0.11043   0.10442  -0.0554   0.1420   1.0000
  13.750   0.9974   0.15889   0.15240  -0.0916   0.1960   1.0000
<< Back to NREL's S802 Airfoil (s802-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S802 Airfoil (s802-nr)