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

Polar data table (+)

Polar graphs


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