NREL's S809 Airfoil (s809-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S809 Airfoil (s809-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.88 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s809-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s809-nr-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-17.000 -0.5740 0.15225 0.14492 -0.0315 1.0000 0.0331
-16.750 -0.5721 0.14771 0.14039 -0.0335 1.0000 0.0327
-16.500 -0.5792 0.14116 0.13383 -0.0369 1.0000 0.0324
-16.250 -0.5898 0.13444 0.12708 -0.0404 1.0000 0.0321
-16.000 -0.6018 0.12796 0.12055 -0.0437 1.0000 0.0317
-15.750 -0.6181 0.12122 0.11373 -0.0470 1.0000 0.0313
-15.500 -0.6357 0.11491 0.10730 -0.0499 1.0000 0.0311
-15.250 -0.6530 0.10905 0.10130 -0.0523 1.0000 0.0308
-15.000 -0.6680 0.10384 0.09593 -0.0542 1.0000 0.0304
-14.750 -0.6843 0.09877 0.09068 -0.0557 1.0000 0.0303
-14.500 -0.6979 0.09426 0.08598 -0.0568 1.0000 0.0301
-14.250 -0.7080 0.09019 0.08172 -0.0574 1.0000 0.0299
-14.000 -0.7178 0.08631 0.07762 -0.0579 1.0000 0.0302
-13.750 -0.7237 0.08267 0.07376 -0.0580 1.0000 0.0304
-13.500 -0.7239 0.07945 0.07033 -0.0580 1.0000 0.0304
-13.250 -0.7240 0.07630 0.06692 -0.0577 1.0000 0.0311
-13.000 -0.7162 0.07350 0.06386 -0.0573 1.0000 0.0315
-12.750 -0.7024 0.07102 0.06111 -0.0568 1.0000 0.0320
-12.500 -0.6763 0.06903 0.05879 -0.0561 1.0000 0.0326
-12.250 -0.6137 0.06900 0.05851 -0.0547 1.0000 0.0335
-12.000 -0.5387 0.07218 0.06172 -0.0518 1.0000 0.0361
-11.750 -0.5062 0.07294 0.06239 -0.0501 1.0000 0.0388
-11.500 -0.4793 0.07336 0.06271 -0.0484 1.0000 0.0422
-11.250 -0.4599 0.07331 0.06277 -0.0469 1.0000 0.0446
-11.000 -0.4455 0.07265 0.06212 -0.0458 1.0000 0.0482
-10.750 -0.4327 0.07169 0.06109 -0.0450 1.0000 0.0517
-10.500 -0.4268 0.07017 0.05974 -0.0441 1.0000 0.0569
-10.250 -0.4203 0.06864 0.05819 -0.0433 1.0000 0.0625
-10.000 -0.4181 0.06678 0.05649 -0.0426 1.0000 0.0689
-9.750 -0.4210 0.06463 0.05458 -0.0416 1.0000 0.0819
-9.500 -0.4152 0.06607 0.05819 -0.0390 0.9748 0.3805
-9.250 -0.3351 0.08137 0.07295 -0.0339 0.9188 0.5169
-9.000 -0.2862 0.07998 0.07108 -0.0381 0.8914 0.5247
-8.750 -0.2636 0.07826 0.06899 -0.0408 0.8720 0.5296
-8.500 -0.2443 0.07671 0.06712 -0.0427 0.8567 0.5342
-8.250 -0.2159 0.07520 0.06526 -0.0446 0.8441 0.5368
-8.000 -0.1937 0.07392 0.06368 -0.0457 0.8339 0.5401
-7.750 -0.1788 0.07272 0.06225 -0.0462 0.8248 0.5433
-7.500 -0.1707 0.07159 0.06091 -0.0461 0.8176 0.5465
-7.250 -0.1537 0.07048 0.05960 -0.0464 0.8107 0.5497
-7.000 -0.1313 0.06934 0.05827 -0.0471 0.8048 0.5516
-6.750 -0.1129 0.06823 0.05697 -0.0475 0.8002 0.5534
-6.500 -0.0959 0.06721 0.05582 -0.0478 0.7954 0.5556
-6.250 -0.0818 0.06626 0.05474 -0.0479 0.7911 0.5585
-6.000 -0.0721 0.06531 0.05366 -0.0476 0.7875 0.5611
-5.750 -0.0689 0.06435 0.05261 -0.0469 0.7841 0.5634
-5.500 -0.0438 0.06341 0.05158 -0.0476 0.7806 0.5651
-5.250 -0.0214 0.06256 0.05063 -0.0481 0.7773 0.5671
-5.000 -0.0028 0.06172 0.04972 -0.0483 0.7741 0.5690
-4.750 0.0133 0.06088 0.04878 -0.0483 0.7712 0.5706
-4.500 0.0276 0.06007 0.04791 -0.0482 0.7684 0.5722
-4.250 0.0388 0.05938 0.04718 -0.0477 0.7652 0.5746
-4.000 0.0442 0.05869 0.04648 -0.0468 0.7624 0.5773
-3.750 0.0504 0.05795 0.04572 -0.0458 0.7598 0.5792
-3.500 0.0708 0.05727 0.04500 -0.0460 0.7577 0.5803
-3.250 0.0915 0.05667 0.04436 -0.0462 0.7558 0.5818
-3.000 0.1114 0.05609 0.04376 -0.0463 0.7541 0.5837
-2.750 0.1262 0.05566 0.04334 -0.0460 0.7518 0.5858
-2.500 0.1368 0.05524 0.04295 -0.0453 0.7491 0.5876
-2.250 0.1447 0.05479 0.04251 -0.0442 0.7464 0.5890
-2.000 0.1492 0.05436 0.04209 -0.0426 0.7439 0.5910
-1.750 0.1371 0.05395 0.04168 -0.0391 0.7415 0.5941
-1.500 0.1563 0.05365 0.04141 -0.0389 0.7399 0.5957
-1.250 0.1733 0.05336 0.04113 -0.0384 0.7383 0.5971
-1.000 0.1749 0.05347 0.04131 -0.0359 0.7354 0.5985
-0.750 0.1705 0.05364 0.04154 -0.0326 0.7321 0.6000
-0.500 0.1657 0.05376 0.04170 -0.0293 0.7293 0.6021
-0.250 0.1592 0.05372 0.04168 -0.0259 0.7265 0.6048
0.000 0.1474 0.05333 0.04128 -0.0223 0.7238 0.6079
0.250 0.1221 0.05331 0.04128 -0.0170 0.7198 0.6103
0.500 0.1062 0.05383 0.04186 -0.0120 0.7152 0.6116
0.750 0.1076 0.05394 0.04201 -0.0094 0.7117 0.6133
1.000 0.1174 0.05384 0.04194 -0.0079 0.7090 0.6153
1.250 0.1317 0.05357 0.04169 -0.0073 0.7068 0.6177
1.500 0.0817 0.05418 0.04233 0.0012 0.6994 0.6205
1.750 0.0800 0.05380 0.04193 0.0029 0.6953 0.6230
2.000 0.0966 0.05320 0.04131 0.0022 0.6925 0.6254
2.250 0.0927 0.05366 0.04183 0.0053 0.6876 0.6268
2.500 0.0912 0.05407 0.04230 0.0080 0.6821 0.6285
2.750 0.1100 0.05414 0.04242 0.0082 0.6785 0.6305
3.000 0.1370 0.05407 0.04242 0.0072 0.6758 0.6326
3.250 0.1293 0.05460 0.04298 0.0096 0.6686 0.6348
3.500 0.1481 0.05465 0.04306 0.0090 0.6639 0.6369
3.750 0.1790 0.05444 0.04290 0.0068 0.6606 0.6391
4.000 0.1824 0.05503 0.04354 0.0077 0.6533 0.6413
4.250 0.2012 0.05539 0.04402 0.0080 0.6479 0.6428
4.500 0.2312 0.05549 0.04424 0.0072 0.6444 0.6447
4.750 0.2322 0.05635 0.04518 0.0086 0.6355 0.6466
5.000 0.2590 0.05653 0.04549 0.0077 0.6305 0.6486
5.250 0.2750 0.05706 0.04611 0.0074 0.6234 0.6507
5.500 0.2962 0.05744 0.04659 0.0066 0.6163 0.6527
5.750 0.3348 0.05734 0.04662 0.0041 0.6123 0.6552
6.000 0.3372 0.05835 0.04774 0.0052 0.6012 0.6570
6.250 0.3709 0.05832 0.04791 0.0046 0.5967 0.6589
6.500 0.3745 0.05931 0.04903 0.0057 0.5851 0.6607
6.750 0.4118 0.05909 0.04902 0.0046 0.5805 0.6631
7.000 0.4174 0.06006 0.05011 0.0053 0.5680 0.6651
7.250 0.4330 0.06068 0.05087 0.0052 0.5573 0.6672
7.500 0.4693 0.06035 0.05076 0.0038 0.5503 0.6696
7.750 0.4823 0.06101 0.05157 0.0037 0.5374 0.6717
8.000 0.4954 0.06150 0.05225 0.0045 0.5251 0.6736
8.250 0.5130 0.06169 0.05265 0.0051 0.5130 0.6757
8.750 0.5513 0.06170 0.05309 0.0057 0.4863 0.6807
9.000 0.5697 0.06168 0.05327 0.0059 0.4705 0.6833
9.250 0.5936 0.06123 0.05302 0.0057 0.4544 0.6861
9.500 0.6188 0.06023 0.05231 0.0065 0.4379 0.6883
9.750 0.6466 0.05871 0.05106 0.0076 0.4206 0.6906
10.000 0.6652 0.05808 0.05066 0.0086 0.3981 0.6932
10.250 0.6935 0.05644 0.04923 0.0096 0.3713 0.6965
10.500 0.7225 0.05493 0.04778 0.0106 0.3323 0.7001
10.750 0.7471 0.05383 0.04641 0.0121 0.2807 0.7032
11.000 0.7532 0.05494 0.04719 0.0135 0.2362 0.7057
11.250 0.7542 0.05697 0.04897 0.0142 0.2005 0.7081
11.500 0.7552 0.05927 0.05104 0.0146 0.1721 0.7106
11.750 0.7570 0.06171 0.05327 0.0146 0.1498 0.7132
12.000 0.7623 0.06406 0.05549 0.0144 0.1310 0.7159
12.250 0.7686 0.06627 0.05767 0.0144 0.1162 0.7183
12.500 0.7758 0.06832 0.05969 0.0146 0.1044 0.7209
12.750 0.7847 0.07030 0.06167 0.0147 0.0943 0.7239
13.000 0.7979 0.07213 0.06364 0.0148 0.0853 0.7274
13.250 0.8121 0.07395 0.06547 0.0146 0.0781 0.7314
13.500 0.8259 0.07577 0.06750 0.0148 0.0718 0.7348
13.750 0.8418 0.07736 0.06914 0.0151 0.0667 0.7387
14.000 0.8534 0.07982 0.07193 0.0149 0.0621 0.7428
14.250 0.8680 0.08197 0.07422 0.0145 0.0584 0.7473
14.500 0.8792 0.08445 0.07686 0.0145 0.0556 0.7511
14.750 0.8766 0.08857 0.08138 0.0136 0.0535 0.7544
15.000 0.8722 0.09299 0.08612 0.0122 0.0517 0.7579
15.250 0.8661 0.09779 0.09117 0.0104 0.0502 0.7615
15.500 0.8575 0.10296 0.09661 0.0084 0.0494 0.7646
15.750 0.8441 0.10897 0.10289 0.0058 0.0489 0.7675
16.000 0.8240 0.11657 0.11074 0.0019 0.0488 0.7699
16.250 0.7934 0.12699 0.12142 -0.0042 0.0493 0.7710
16.500 0.7447 0.14375 0.13833 -0.0145 0.0509 0.7687
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S809 Airfoil (s809-nr)