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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S809 Airfoil (s809-nr)