NREL's S808 Airfoil (s808-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S808 Airfoil (s808-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.25 at α=0° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s808-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s808-nr-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S808 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.3148 0.15132 0.14175 -0.0195 1.0000 0.3658
-13.000 -0.3060 0.14927 0.13968 -0.0195 1.0000 0.3734
-12.750 -0.3283 0.15132 0.14177 -0.0194 1.0000 0.3793
-12.500 -0.2969 0.14480 0.13520 -0.0198 1.0000 0.3831
-12.250 -0.2831 0.14215 0.13253 -0.0197 1.0000 0.3899
-12.000 -0.3108 0.14554 0.13594 -0.0188 1.0000 0.3977
-11.750 -0.2816 0.13893 0.12932 -0.0195 1.0000 0.4007
-11.500 -0.2624 0.13555 0.12592 -0.0194 1.0000 0.4063
-11.250 -0.2653 0.13524 0.12561 -0.0188 1.0000 0.4152
-11.000 -0.2696 0.13393 0.12432 -0.0184 1.0000 0.4188
-10.750 -0.2444 0.12951 0.11989 -0.0186 1.0000 0.4232
-10.500 -0.2344 0.12759 0.11797 -0.0181 1.0000 0.4308
-10.250 -0.2610 0.12989 0.12033 -0.0165 1.0000 0.4376
-10.000 -0.2296 0.12419 0.11460 -0.0171 1.0000 0.4407
-9.750 -0.2128 0.12147 0.11189 -0.0168 1.0000 0.4466
-9.500 -0.2264 0.12255 0.11300 -0.0151 1.0000 0.4559
-9.250 -0.2176 0.11959 0.11008 -0.0148 1.0000 0.4592
-9.000 -0.1957 0.11615 0.10665 -0.0147 1.0000 0.4637
-8.750 -0.1875 0.11457 0.10509 -0.0138 1.0000 0.4709
-8.250 -0.1830 0.11157 0.10218 -0.0117 1.0000 0.4816
-8.000 -0.1684 0.10939 0.10004 -0.0110 1.0000 0.4878
-7.750 -0.1879 0.11087 0.10159 -0.0082 1.0000 0.4968
-7.500 -0.1789 0.10814 0.09891 -0.0074 1.0000 0.4999
-7.250 -0.1572 0.10513 0.09595 -0.0070 1.0000 0.5049
-7.000 -0.1547 0.10428 0.09518 -0.0052 1.0000 0.5132
-6.750 -0.1806 0.10554 0.09656 -0.0014 1.0000 0.5193
-6.500 -0.1573 0.10206 0.09314 -0.0012 1.0000 0.5229
-6.250 -0.1500 0.10072 0.09188 0.0005 1.0000 0.5287
-6.000 -0.1866 0.10346 0.09476 0.0061 1.0000 0.5382
-5.750 -0.1818 0.10133 0.09273 0.0079 1.0000 0.5413
-5.500 -0.1733 0.09985 0.09136 0.0097 1.0000 0.5461
-5.250 -0.1840 0.10021 0.09182 0.0130 1.0000 0.5537
-5.000 -0.2286 0.10286 0.09460 0.0189 1.0000 0.5604
-4.750 -0.2141 0.10063 0.09245 0.0195 1.0000 0.5637
-4.500 -0.2136 0.10015 0.09205 0.0212 1.0000 0.5691
-4.250 -0.2018 0.10007 0.09196 0.0165 0.9866 0.5809
-4.000 -0.1277 0.09522 0.08707 0.0068 0.9737 0.5880
-3.750 -0.1195 0.09539 0.08723 0.0039 0.9589 0.6012
-3.500 -0.0479 0.09054 0.08236 -0.0052 0.9458 0.6081
-3.250 -0.0439 0.09099 0.08281 -0.0067 0.9311 0.6211
-3.000 0.0283 0.08591 0.07772 -0.0155 0.9181 0.6278
-2.750 0.0340 0.08597 0.07779 -0.0160 0.9025 0.6416
-2.500 0.0980 0.08163 0.07346 -0.0231 0.8882 0.6505
-2.250 0.1140 0.08068 0.07252 -0.0244 0.8739 0.6630
-2.000 0.1808 0.07693 0.06875 -0.0327 0.8646 0.6767
-1.750 0.2086 0.07491 0.06676 -0.0348 0.8494 0.6855
-1.500 0.2217 0.07450 0.06636 -0.0346 0.8351 0.7012
-1.250 0.2900 0.07092 0.06276 -0.0430 0.8272 0.7196
-1.000 0.3521 0.06676 0.05862 -0.0495 0.8124 0.7307
-0.750 0.3906 0.06456 0.05642 -0.0527 0.7999 0.7450
-0.500 0.4325 0.06232 0.05416 -0.0563 0.7877 0.7617
-0.250 0.4501 0.06161 0.05348 -0.0556 0.7717 0.7792
0.000 0.4904 0.05947 0.05134 -0.0583 0.7571 0.7990
0.250 0.0482 0.07007 0.06174 -0.0130 0.7394 0.5788
0.500 0.0983 0.06832 0.06004 -0.0152 0.7284 0.5859
0.750 0.0423 0.06801 0.05969 -0.0107 0.7154 0.5689
1.000 0.0667 0.06527 0.05686 -0.0153 0.7065 0.5651
1.250 0.0406 0.06432 0.05580 -0.0177 0.6936 0.5602
1.500 0.0951 0.06315 0.05469 -0.0179 0.6851 0.5673
1.750 0.0686 0.06402 0.05556 -0.0157 0.6718 0.5675
2.000 0.1338 0.06159 0.05307 -0.0216 0.6640 0.5749
2.250 0.1080 0.06307 0.05455 -0.0203 0.6503 0.5755
2.500 0.1828 0.06030 0.05174 -0.0262 0.6431 0.5832
2.750 0.1477 0.06296 0.05443 -0.0238 0.6294 0.5841
3.000 0.2193 0.06060 0.05207 -0.0268 0.6224 0.5943
3.500 0.2375 0.06259 0.05405 -0.0296 0.6004 0.6033
3.750 0.2184 0.06532 0.05684 -0.0286 0.5890 0.6055
4.000 0.2771 0.06381 0.05532 -0.0307 0.5808 0.6156
4.250 0.2523 0.06762 0.05914 -0.0319 0.5699 0.6185
4.500 0.3110 0.06578 0.05737 -0.0321 0.5620 0.6283
4.750 0.2737 0.07046 0.06210 -0.0322 0.5524 0.6295
5.000 0.3344 0.06962 0.06121 -0.0363 0.5429 0.6412
5.250 0.3110 0.07343 0.06509 -0.0358 0.5355 0.6435
5.500 0.3132 0.07557 0.06730 -0.0356 0.5282 0.6488
5.750 0.3577 0.07608 0.06780 -0.0386 0.5192 0.6608
6.000 0.3357 0.08002 0.07181 -0.0386 0.5147 0.6633
6.250 0.3350 0.08263 0.07450 -0.0387 0.5098 0.6687
6.500 0.3823 0.08313 0.07500 -0.0410 0.4996 0.6814
6.750 0.3685 0.08694 0.07890 -0.0415 0.4981 0.6851
7.000 0.3646 0.09040 0.08244 -0.0425 0.4975 0.6911
7.250 0.3776 0.09409 0.08616 -0.0458 0.4992 0.7004
7.500 0.3925 0.09706 0.08924 -0.0461 0.5011 0.7090
7.750 0.3143 0.10718 0.09951 -0.0536 0.5840 0.7021
8.000 0.3114 0.10893 0.10132 -0.0531 0.5765 0.7084
8.250 0.3394 0.11157 0.10400 -0.0551 0.5644 0.7210
8.500 0.3398 0.11350 0.10599 -0.0548 0.5561 0.7283
8.750 0.3650 0.11611 0.10865 -0.0564 0.5445 0.7414
9.000 0.3721 0.11874 0.11134 -0.0566 0.5383 0.7515
9.250 0.3851 0.12053 0.11319 -0.0571 0.5254 0.7637
9.750 0.4039 0.12506 0.11784 -0.0578 0.5069 0.7893
10.000 0.4428 0.13003 0.12290 -0.0590 0.5011 0.8126
10.250 0.4217 0.12958 0.12251 -0.0584 0.4888 0.8198
10.500 0.4561 0.13365 0.12670 -0.0584 0.4822 0.8487
10.750 0.4357 0.13386 0.12698 -0.0580 0.4732 0.8592
11.000 0.4518 0.13583 0.12910 -0.0567 0.4648 0.8953
11.250 0.4535 0.13738 0.13080 -0.0568 0.4587 0.9640
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S808 Airfoil (s808-nr)