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 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
<< Back to NREL's S808 Airfoil (s808-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S808 Airfoil (s808-nr)