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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S802 Airfoil (s802-nr)