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 S809 Airfoil (s809-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S809 Airfoil (s809-nr)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 23.41 at α=10°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s809-nr-100000.txt
Download as CSV file: xf-s809-nr-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NREL's S809 Airfoil                             
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.750  -0.4987   0.10068   0.09662  -0.0551   1.0000   0.1480
 -13.500  -0.5404   0.09222   0.08814  -0.0584   1.0000   0.1492
 -13.250  -0.5811   0.08465   0.08053  -0.0606   1.0000   0.1512
 -13.000  -0.6205   0.07890   0.07479  -0.0616   1.0000   0.1635
 -12.750  -0.6559   0.07266   0.06849  -0.0624   1.0000   0.1655
 -12.500  -0.6960   0.06752   0.06338  -0.0622   1.0000   0.1778
 -12.250  -0.7313   0.06214   0.05793  -0.0620   1.0000   0.1792
 -12.000  -0.7678   0.05740   0.05311  -0.0612   1.0000   0.1805
 -11.000  -0.8245   0.05260   0.04486  -0.0494   1.0000   0.0542
 -10.750  -0.7319   0.04929   0.04124  -0.0518   1.0000   0.0468
 -10.500  -0.6760   0.04798   0.03962  -0.0512   1.0000   0.0436
 -10.250  -0.5934   0.04838   0.03997  -0.0516   0.9960   0.0430
 -10.000  -0.5049   0.05031   0.04211  -0.0533   0.9747   0.0472
  -9.750  -0.4246   0.05477   0.04675  -0.0533   0.9414   0.0548
  -9.500  -0.3912   0.05353   0.04540  -0.0568   0.9113   0.0623
  -9.250  -0.3744   0.05106   0.04282  -0.0595   0.8902   0.0723
  -9.000  -0.1796   0.07886   0.07220  -0.0490   0.8657   0.5812
  -8.750  -0.1500   0.07684   0.06991  -0.0509   0.8549   0.5843
  -8.500  -0.1677   0.07851   0.07146  -0.0487   0.8474   0.5943
  -8.250  -0.1325   0.07533   0.06807  -0.0512   0.8402   0.5955
  -8.000  -0.1012   0.07308   0.06561  -0.0531   0.8345   0.5975
  -7.750  -0.0757   0.07154   0.06392  -0.0544   0.8293   0.6009
  -7.500  -0.0942   0.07319   0.06553  -0.0516   0.8247   0.6098
  -7.250  -0.0599   0.07038   0.06256  -0.0538   0.8202   0.6110
  -7.000  -0.0310   0.06847   0.06050  -0.0553   0.8164   0.6129
  -6.750  -0.0065   0.06708   0.05904  -0.0565   0.8130   0.6157
  -6.500  -0.0206   0.06868   0.06061  -0.0536   0.8098   0.6250
  -6.250   0.0081   0.06640   0.05824  -0.0553   0.8069   0.6262
  -6.000   0.0375   0.06458   0.05631  -0.0569   0.8045   0.6278
  -5.750   0.0633   0.06327   0.05492  -0.0580   0.8023   0.6304
  -5.500   0.0836   0.06244   0.05403  -0.0585   0.8002   0.6348
  -5.250   0.0772   0.06298   0.05459  -0.0563   0.7982   0.6415
  -5.000   0.1068   0.06126   0.05282  -0.0579   0.7962   0.6430
  -4.750   0.1331   0.06003   0.05156  -0.0590   0.7944   0.6455
  -4.500   0.1538   0.05927   0.05078  -0.0595   0.7924   0.6495
  -4.250   0.1462   0.06005   0.05156  -0.0567   0.7903   0.6568
  -4.000   0.1773   0.05837   0.04984  -0.0584   0.7885   0.6584
  -3.750   0.2040   0.05730   0.04875  -0.0594   0.7871   0.6611
  -3.500   0.2241   0.05672   0.04816  -0.0597   0.7860   0.6655
  -3.250   0.2178   0.05748   0.04894  -0.0570   0.7847   0.6722
  -3.000   0.2492   0.05602   0.04751  -0.0589   0.7837   0.6740
  -2.750   0.2756   0.05516   0.04668  -0.0601   0.7825   0.6773
  -2.500   0.2606   0.05687   0.04845  -0.0559   0.7809   0.6868
  -2.250   0.2927   0.05526   0.04687  -0.0579   0.7792   0.6881
  -2.000   0.3212   0.05425   0.04590  -0.0594   0.7782   0.6905
  -1.750   0.3437   0.05380   0.04550  -0.0600   0.7771   0.6944
  -1.500   0.3358   0.05489   0.04664  -0.0566   0.7757   0.7028
  -1.250   0.3670   0.05373   0.04553  -0.0584   0.7742   0.7049
  -1.000   0.3912   0.05323   0.04508  -0.0591   0.7730   0.7087
  -0.750   0.3788   0.05467   0.04656  -0.0547   0.7714   0.7177
  -0.500   0.4111   0.05348   0.04541  -0.0566   0.7701   0.7196
  -0.250   0.4337   0.05322   0.04525  -0.0572   0.7687   0.7231
   0.000   0.4093   0.05547   0.04760  -0.0512   0.7662   0.7330
   0.250   0.4337   0.05500   0.04724  -0.0523   0.7645   0.7355
   0.500   0.4439   0.05554   0.04788  -0.0510   0.7621   0.7406
   0.750   0.4125   0.05778   0.05019  -0.0435   0.7596   0.7493
   1.000   0.4373   0.05740   0.04988  -0.0443   0.7573   0.7526
   1.250   0.4090   0.05946   0.05198  -0.0366   0.7550   0.7635
   1.500   0.3897   0.06110   0.05373  -0.0310   0.7516   0.7670
   1.750   0.2423   0.06676   0.05945  -0.0048   0.7500   0.7803
   2.000   0.2317   0.06775   0.06051  -0.0006   0.7484   0.7862
   2.250   0.1251   0.07184   0.06470   0.0159   0.7769   0.7985
   2.500  -0.1748   0.06875   0.06141   0.0566   0.8356   0.7368
   2.750  -0.1585   0.06925   0.06197   0.0587   0.8245   0.7520
   3.000  -0.1204   0.07038   0.06314   0.0566   0.8183   0.7662
   3.250  -0.1093   0.06214   0.05444   0.0351   0.8044   0.6753
   3.500  -0.0887   0.06196   0.05426   0.0331   0.7932   0.6750
   3.750  -0.0488   0.06296   0.05530   0.0295   0.7865   0.6763
   4.000  -0.0342   0.06272   0.05508   0.0291   0.7732   0.6773
   4.250  -0.0142   0.06296   0.05535   0.0279   0.7616   0.6782
   4.500   0.0327   0.06417   0.05661   0.0230   0.7546   0.6792
   4.750   0.0503   0.06407   0.05654   0.0221   0.7405   0.6797
   5.000   0.0715   0.06433   0.05684   0.0207   0.7267   0.6803
   5.250   0.0966   0.06481   0.05736   0.0188   0.7131   0.6814
   5.500   0.1280   0.06527   0.05788   0.0164   0.6975   0.6830
   5.750   0.2392   0.06173   0.05437   0.0107   0.6403   0.6863
   6.000   0.2795   0.06131   0.05407   0.0092   0.6293   0.6877
   6.250   0.2951   0.06153   0.05438   0.0095   0.6156   0.6886
   6.500   0.3172   0.06166   0.05461   0.0093   0.6027   0.6897
   6.750   0.3738   0.06068   0.05381   0.0071   0.5967   0.6916
   7.000   0.3890   0.06091   0.05414   0.0074   0.5826   0.6932
   7.250   0.4092   0.06108   0.05440   0.0071   0.5693   0.6950
   7.500   0.4698   0.05939   0.05291   0.0046   0.5640   0.6978
   7.750   0.4969   0.05894   0.05259   0.0037   0.5507   0.6995
   8.000   0.5258   0.05837   0.05212   0.0027   0.5372   0.7011
   8.500   0.5979   0.05506   0.04922   0.0028   0.5145   0.7044
   8.750   0.6554   0.05115   0.04559   0.0030   0.5069   0.7072
   9.000   0.6894   0.04895   0.04362   0.0036   0.4935   0.7099
   9.250   0.7308   0.04589   0.04080   0.0038   0.4791   0.7128
   9.500   0.7600   0.04385   0.03896   0.0041   0.4584   0.7152
   9.750   0.8008   0.04074   0.03602   0.0043   0.4257   0.7176
  10.000   0.8469   0.03618   0.03079   0.0077   0.3218   0.7199
  10.250   0.8342   0.03845   0.03247   0.0102   0.2552   0.7212
  10.500   0.8231   0.04101   0.03452   0.0120   0.2040   0.7226
  10.750   0.8185   0.04329   0.03634   0.0135   0.1650   0.7245
  11.000   0.8222   0.04514   0.03787   0.0145   0.1364   0.7267
  11.250   0.8334   0.04666   0.03919   0.0152   0.1151   0.7292
  11.500   0.8511   0.04794   0.04034   0.0154   0.0996   0.7319
  11.750   0.8713   0.04897   0.04131   0.0162   0.0881   0.7342
  12.000   0.8982   0.04993   0.04216   0.0168   0.0784   0.7367
  12.250   0.9204   0.05121   0.04356   0.0171   0.0719   0.7393
  12.500   0.9614   0.05267   0.04505   0.0169   0.0657   0.7427
  12.750   0.9787   0.05456   0.04716   0.0167   0.0614   0.7456
  13.000   1.0313   0.05743   0.04997   0.0154   0.0565   0.7491
  13.250   1.0304   0.05994   0.05289   0.0165   0.0555   0.7516
  13.500   1.0283   0.06284   0.05618   0.0172   0.0544   0.7543
  13.750   1.0232   0.06597   0.05964   0.0176   0.0530   0.7572
  14.000   1.0173   0.06949   0.06347   0.0176   0.0520   0.7601
  14.250   1.0091   0.07345   0.06770   0.0173   0.0512   0.7628
  14.500   0.9955   0.07767   0.07224   0.0171   0.0508   0.7648
  14.750   0.9765   0.08262   0.07751   0.0164   0.0510   0.7666
  15.000   0.9540   0.08813   0.08331   0.0151   0.0512   0.7683
  15.250   0.9266   0.09456   0.09002   0.0129   0.0517   0.7697
  15.500   0.8977   0.10165   0.09737   0.0098   0.0524   0.7709
  15.750   0.8666   0.10973   0.10566   0.0057   0.0532   0.7719
  16.000   0.8358   0.11880   0.11490   0.0005   0.0542   0.7727
  16.250   0.8073   0.12868   0.12490  -0.0054   0.0552   0.7734
  16.500   0.7866   0.13835   0.13462  -0.0109   0.0561   0.7746
  16.750   0.7261   0.16439   0.16063  -0.0247   0.0680   0.7699
<< Back to NREL's S809 Airfoil (s809-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S809 Airfoil (s809-nr)