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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S809 Airfoil (s809-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.53 at α=12.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s809-nr-50000.txt
Download as CSV file: xf-s809-nr-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -15.000  -0.5270   0.14370   0.13687  -0.0340   1.0000   0.1420
 -14.750  -0.5538   0.13054   0.12382  -0.0412   1.0000   0.1231
 -14.500  -0.6120   0.11578   0.10905  -0.0501   1.0000   0.1133
 -14.250  -0.6572   0.10618   0.09941  -0.0549   1.0000   0.1085
 -14.000  -0.7169   0.09811   0.09117  -0.0586   1.0000   0.1063
 -13.750  -0.7716   0.09248   0.08531  -0.0605   1.0000   0.1050
 -13.500  -0.8163   0.08883   0.08145  -0.0608   1.0000   0.1043
 -13.250  -0.7915   0.08372   0.07624  -0.0608   1.0000   0.0993
 -13.000  -0.8082   0.07960   0.07193  -0.0606   1.0000   0.0969
 -12.750  -0.8273   0.07599   0.06808  -0.0599   1.0000   0.0945
 -12.500  -0.8538   0.07319   0.06498  -0.0583   1.0000   0.0924
 -12.250  -0.8917   0.07214   0.06362  -0.0551   1.0000   0.0908
 -12.000  -0.9186   0.07171   0.06300  -0.0509   1.0000   0.0900
 -11.750  -0.8407   0.06471   0.05576  -0.0548   1.0000   0.0867
 -11.500  -0.8048   0.06133   0.05208  -0.0548   1.0000   0.0854
 -11.000  -0.5372   0.06338   0.05326  -0.0530   1.0000   0.0889
 -10.750  -0.4782   0.06670   0.05684  -0.0493   1.0000   0.0976
 -10.500  -0.4550   0.06718   0.05744  -0.0469   1.0000   0.1060
 -10.250  -0.4447   0.06637   0.05679  -0.0453   1.0000   0.1170
 -10.000  -0.4427   0.06479   0.05554  -0.0439   1.0000   0.1287
  -9.750  -0.4513   0.06236   0.05362  -0.0423   1.0000   0.1487
  -8.750  -0.2642   0.09473   0.08649  -0.0150   1.0000   0.7177
  -8.500  -0.2698   0.09456   0.08629  -0.0115   1.0000   0.7224
  -8.250  -0.2725   0.09525   0.08686  -0.0099   0.9969   0.7316
  -8.000  -0.2380   0.09220   0.08355  -0.0148   0.9901   0.7356
  -7.750  -0.2071   0.09015   0.08129  -0.0188   0.9841   0.7427
  -7.500  -0.1933   0.08937   0.08036  -0.0202   0.9782   0.7492
  -7.250  -0.1589   0.08688   0.07765  -0.0245   0.9728   0.7547
  -7.000  -0.1504   0.08713   0.07776  -0.0248   0.9680   0.7632
  -6.750  -0.1172   0.08438   0.07485  -0.0285   0.9623   0.7673
  -6.500  -0.0969   0.08365   0.07398  -0.0304   0.9579   0.7762
  -6.250  -0.0743   0.08215   0.07234  -0.0325   0.9538   0.7808
  -6.000  -0.0558   0.08109   0.07119  -0.0334   0.9492   0.7874
  -5.750  -0.0475   0.08099   0.07102  -0.0329   0.9457   0.7949
  -5.500  -0.0180   0.07930   0.06921  -0.0358   0.9428   0.8012
  -5.250  -0.0084   0.07938   0.06921  -0.0355   0.9405   0.8095
  -5.000   0.0044   0.07846   0.06825  -0.0350   0.9369   0.8152
  -4.750   0.0031   0.07905   0.06882  -0.0322   0.9340   0.8246
  -4.500   0.0266   0.07772   0.06742  -0.0338   0.9312   0.8314
  -4.250   0.0309   0.07796   0.06763  -0.0321   0.9294   0.8404
  -4.000   0.0491   0.07720   0.06683  -0.0328   0.9280   0.8485
  -3.750   0.0568   0.07712   0.06672  -0.0316   0.9269   0.8569
  -3.500   0.0634   0.07764   0.06722  -0.0302   0.9258   0.8689
  -3.250   0.0797   0.07655   0.06611  -0.0304   0.9244   0.8765
  -3.000   0.0828   0.07670   0.06627  -0.0282   0.9239   0.8873
  -2.750   0.0867   0.07701   0.06658  -0.0262   0.9238   0.8999
  -2.250   0.1134   0.07625   0.06583  -0.0259   0.9229   0.9235
  -2.000   0.1293   0.07589   0.06549  -0.0264   0.9228   0.9377
  -1.750   0.1488   0.07554   0.06515  -0.0276   0.9224   0.9540
  -1.500   0.1737   0.07500   0.06464  -0.0301   0.9219   0.9706
  -1.000   0.2472   0.07282   0.06252  -0.0407   0.9199   1.0000
  -0.750   0.2452   0.07343   0.06316  -0.0380   0.9211   1.0000
  -0.500   0.2442   0.07403   0.06380  -0.0356   0.9226   1.0000
  -0.250   0.2446   0.07459   0.06440  -0.0335   0.9239   1.0000
   0.000   0.2472   0.07515   0.06501  -0.0318   0.9255   1.0000
   0.250   0.2185   0.07620   0.06612  -0.0243   0.9332   1.0000
   0.500   0.2149   0.07690   0.06686  -0.0215   0.9379   1.0000
   0.750   0.1893   0.07791   0.06792  -0.0146   0.9500   1.0000
   1.000   0.1364   0.07946   0.06949  -0.0020   0.9768   1.0000
   1.250   0.0790   0.08112   0.07112   0.0124   1.0000   1.0000
   1.500   0.0835   0.08123   0.07127   0.0136   1.0000   1.0000
   1.750   0.0880   0.08136   0.07145   0.0147   1.0000   1.0000
   2.000   0.0923   0.08150   0.07164   0.0159   1.0000   1.0000
   2.250   0.0966   0.08167   0.07186   0.0171   1.0000   1.0000
   2.500   0.1006   0.08188   0.07212   0.0183   1.0000   1.0000
   2.750   0.1046   0.08211   0.07241   0.0194   1.0000   1.0000
   3.000   0.1084   0.08235   0.07272   0.0206   1.0000   1.0000
   3.250  -0.1987   0.07341   0.06340   0.0793   1.0000   0.8644
   3.500  -0.3333   0.06689   0.05666   0.1016   1.0000   0.8212
   3.750  -0.3326   0.06583   0.05560   0.1028   1.0000   0.8174
   4.000  -0.3356   0.06456   0.05432   0.1040   1.0000   0.8133
   4.250  -0.3172   0.06473   0.05448   0.1008   0.9939   0.8107
   4.500  -0.2896   0.06549   0.05525   0.0957   0.9833   0.8085
   4.750  -0.2611   0.06626   0.05605   0.0915   0.9716   0.8079
   5.000  -0.2346   0.06696   0.05681   0.0878   0.9592   0.8078
   5.250  -0.2082   0.06773   0.05763   0.0841   0.9461   0.8083
   5.500  -0.1825   0.06859   0.05856   0.0810   0.9327   0.8090
   5.750  -0.1562   0.06955   0.05959   0.0778   0.9185   0.8096
   6.000  -0.1297   0.07056   0.06069   0.0745   0.9038   0.8102
   6.250  -0.1032   0.07164   0.06185   0.0712   0.8883   0.8106
   6.500  -0.0775   0.07277   0.06308   0.0682   0.8727   0.8114
   6.750  -0.0524   0.07397   0.06440   0.0655   0.8564   0.8127
   7.000  -0.0278   0.07525   0.06579   0.0629   0.8401   0.8143
   7.250  -0.0028   0.07662   0.06727   0.0601   0.8235   0.8158
   7.500   0.0233   0.07815   0.06894   0.0571   0.8062   0.8174
   7.750   0.0508   0.07989   0.07081   0.0539   0.7888   0.8188
   8.000   0.0803   0.08192   0.07299   0.0503   0.7713   0.8202
   8.250   0.1132   0.08453   0.07576   0.0463   0.7538   0.8218
   8.500   0.1236   0.08517   0.07651   0.0453   0.7346   0.8231
   8.750   0.1425   0.08652   0.07803   0.0439   0.7132   0.8250
   9.000   0.1702   0.08866   0.08035   0.0417   0.6931   0.8275
   9.250   0.1915   0.09069   0.08254   0.0398   0.6731   0.8297
   9.500   0.2301   0.09302   0.08509   0.0369   0.6434   0.8326
   9.750   0.3126   0.08860   0.08095   0.0372   0.5478   0.8369
  10.000   0.3521   0.08809   0.08070   0.0361   0.5185   0.8396
  10.250   0.3743   0.08798   0.08079   0.0361   0.4933   0.8423
  10.500   0.4054   0.08722   0.08030   0.0361   0.4671   0.8460
  10.750   0.4492   0.08516   0.07854   0.0361   0.4389   0.8505
  11.000   0.5028   0.08087   0.07463   0.0373   0.4085   0.8554
  11.250   0.7242   0.04859   0.04278   0.0500   0.3091   0.8692
  11.500   0.7358   0.04912   0.04258   0.0526   0.2485   0.8729
  11.750   0.7537   0.05041   0.04337   0.0539   0.2058   0.8774
  12.000   0.7813   0.05201   0.04480   0.0541   0.1734   0.8825
  12.250   0.8273   0.05327   0.04584   0.0544   0.1476   0.8886
  12.500   0.8599   0.05565   0.04834   0.0540   0.1331   0.8948
  12.750   0.8692   0.05835   0.05138   0.0540   0.1254   0.9000
  13.000   0.8888   0.06149   0.05470   0.0538   0.1184   0.9061
  13.250   0.8813   0.06508   0.05873   0.0538   0.1160   0.9117
  13.500   0.8715   0.06882   0.06284   0.0538   0.1141   0.9172
  13.750   0.8593   0.07282   0.06716   0.0532   0.1125   0.9240
  14.000   0.8500   0.07690   0.07150   0.0524   0.1105   0.9318
  14.250   0.8363   0.08164   0.07649   0.0510   0.1093   0.9404
  14.500   0.8274   0.08676   0.08182   0.0489   0.1081   0.9516
  14.750   0.6195   0.11961   0.11500   0.0296   0.1394   0.9210
  15.000   0.6213   0.12473   0.12018   0.0273   0.1363   0.9289
<< Back to NREL's S809 Airfoil (s809-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


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