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