NREL's S803 Airfoil (s803-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S803 Airfoil (s803-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.6 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s803-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s803-nr-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S803 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3353 0.11182 0.10503 -0.0321 1.0000 0.2392
-8.500 -0.3294 0.10841 0.10168 -0.0310 1.0000 0.2463
-8.250 -0.3446 0.10778 0.10120 -0.0301 1.0000 0.2559
-8.000 -0.3311 0.10395 0.09740 -0.0283 1.0000 0.2684
-7.750 -0.3320 0.10144 0.09500 -0.0267 1.0000 0.2781
-7.500 -0.3571 0.10156 0.09531 -0.0245 1.0000 0.2875
-7.250 -0.3465 0.09823 0.09202 -0.0223 1.0000 0.3014
-7.000 -0.3428 0.09551 0.08937 -0.0199 1.0000 0.3130
-6.750 -0.3606 0.09449 0.08852 -0.0167 1.0000 0.3226
-6.500 -0.3806 0.09420 0.08838 -0.0127 1.0000 0.3340
-6.250 -0.3746 0.09139 0.08562 -0.0100 1.0000 0.3469
-6.000 -0.3823 0.08972 0.08407 -0.0065 1.0000 0.3578
-5.750 -0.4348 0.09168 0.08627 -0.0011 1.0000 0.3665
-5.500 -0.4386 0.08978 0.08444 0.0023 1.0000 0.3820
-5.250 -0.4499 0.08840 0.08317 0.0056 1.0000 0.3979
-4.500 -0.4200 0.05737 0.05108 -0.0492 1.0000 0.1774
-4.000 -0.3374 0.04400 0.03595 -0.0639 1.0000 0.1310
-3.750 -0.3073 0.04105 0.03246 -0.0663 1.0000 0.1305
-3.500 -0.2770 0.03866 0.02951 -0.0682 1.0000 0.1315
-3.250 -0.2480 0.03668 0.02703 -0.0694 1.0000 0.1325
-3.000 -0.2209 0.03498 0.02497 -0.0699 1.0000 0.1345
-2.750 -0.1976 0.03371 0.02365 -0.0699 1.0000 0.1400
-2.500 -0.1732 0.03281 0.02247 -0.0698 1.0000 0.1499
-2.250 -0.1514 0.03204 0.02163 -0.0690 1.0000 0.1635
-2.000 -0.1298 0.03117 0.02095 -0.0682 1.0000 0.1843
-1.750 -0.1001 0.02999 0.02015 -0.0690 1.0000 0.2561
-1.500 -0.0952 0.02850 0.02144 -0.0611 1.0000 0.7276
-1.250 -0.1078 0.02878 0.02176 -0.0512 1.0000 0.8163
-1.000 -0.1194 0.02847 0.02147 -0.0422 1.0000 0.8866
-0.750 -0.1217 0.02723 0.02029 -0.0371 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0744 0.02839 0.02086 -0.0430 0.9933 1.0000
-0.250 -0.0325 0.02942 0.02144 -0.0478 0.9867 1.0000
0.000 0.0072 0.03045 0.02210 -0.0521 0.9803 1.0000
0.250 0.0487 0.03161 0.02292 -0.0566 0.9738 1.0000
0.500 0.0813 0.03249 0.02354 -0.0595 0.9677 1.0000
0.750 0.1215 0.03370 0.02451 -0.0637 0.9613 1.0000
1.000 0.1500 0.03456 0.02519 -0.0657 0.9550 1.0000
1.250 0.1892 0.03582 0.02624 -0.0696 0.9484 1.0000
1.500 0.2148 0.03671 0.02700 -0.0711 0.9418 1.0000
1.750 0.2537 0.03803 0.02817 -0.0748 0.9347 1.0000
2.000 0.2765 0.03896 0.02900 -0.0758 0.9280 1.0000
2.250 0.3176 0.04038 0.03031 -0.0797 0.9197 1.0000
2.500 0.3360 0.04130 0.03118 -0.0800 0.9125 1.0000
2.750 0.3724 0.04266 0.03245 -0.0830 0.9033 1.0000
3.000 0.3960 0.04377 0.03353 -0.0840 0.8947 1.0000
3.250 0.4247 0.04504 0.03478 -0.0858 0.8850 1.0000
3.500 0.4629 0.04643 0.03616 -0.0888 0.8741 1.0000
3.750 0.4858 0.04761 0.03734 -0.0896 0.8631 1.0000
4.000 0.5112 0.04888 0.03863 -0.0907 0.8511 1.0000
4.250 0.5407 0.05018 0.03996 -0.0922 0.8381 1.0000
4.500 0.5714 0.05147 0.04130 -0.0938 0.8242 1.0000
4.750 0.6020 0.05270 0.04260 -0.0953 0.8092 1.0000
5.000 0.6317 0.05391 0.04388 -0.0964 0.7935 1.0000
5.250 0.6614 0.05505 0.04514 -0.0974 0.7766 1.0000
5.500 0.6936 0.05606 0.04625 -0.0985 0.7587 1.0000
5.750 0.7324 0.05679 0.04711 -0.0999 0.7403 1.0000
6.000 0.7741 0.05721 0.04772 -0.1012 0.7213 1.0000
6.250 0.7928 0.05825 0.04888 -0.1003 0.6998 1.0000
6.500 0.8386 0.05793 0.04877 -0.1011 0.6789 1.0000
6.750 0.8734 0.05782 0.04887 -0.1007 0.6566 1.0000
7.000 0.9216 0.05640 0.04772 -0.1004 0.6337 1.0000
7.250 0.9721 0.05412 0.04576 -0.0994 0.6101 1.0000
7.500 1.0807 0.04545 0.03763 -0.0994 0.5873 1.0000
7.750 1.1756 0.03759 0.03023 -0.0994 0.5499 1.0000
8.000 1.2272 0.03295 0.02566 -0.0965 0.4935 1.0000
8.250 1.2378 0.03207 0.02450 -0.0912 0.4278 1.0000
8.500 1.2497 0.03273 0.02434 -0.0870 0.3578 1.0000
8.750 1.2603 0.03479 0.02584 -0.0841 0.3052 1.0000
9.000 1.2785 0.03706 0.02770 -0.0826 0.2651 1.0000
9.250 1.3039 0.03946 0.02991 -0.0821 0.2342 1.0000
9.500 1.3350 0.04197 0.03216 -0.0826 0.2093 1.0000
9.750 1.3607 0.04466 0.03496 -0.0824 0.1924 1.0000
10.000 1.3836 0.04737 0.03776 -0.0819 0.1783 1.0000
10.250 1.4134 0.05057 0.04096 -0.0825 0.1667 1.0000
10.500 1.4178 0.05350 0.04447 -0.0796 0.1601 1.0000
10.750 1.4395 0.05685 0.04786 -0.0793 0.1516 1.0000
11.000 1.4363 0.06038 0.05196 -0.0760 0.1483 1.0000
11.250 1.4347 0.06401 0.05600 -0.0732 0.1448 1.0000
11.500 1.4567 0.06800 0.05994 -0.0734 0.1383 1.0000
11.750 1.4373 0.07172 0.06415 -0.0692 0.1372 1.0000
12.000 1.4146 0.07553 0.06832 -0.0651 0.1366 1.0000
12.250 1.3893 0.07970 0.07280 -0.0617 0.1365 1.0000
12.500 1.3620 0.08445 0.07782 -0.0593 0.1367 1.0000
12.750 1.3331 0.08990 0.08350 -0.0582 0.1372 1.0000
13.000 1.3036 0.09613 0.08994 -0.0582 0.1379 1.0000
13.250 1.2760 0.10313 0.09708 -0.0594 0.1386 1.0000
13.500 1.0486 0.15004 0.14377 -0.0926 0.1803 1.0000
13.750 1.0503 0.15679 0.15055 -0.0950 0.1814 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S803 Airfoil (s803-nr)