NREL's S810 Airfoil (s810-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S810 Airfoil (s810-nr) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 24.86 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s810-nr-100000.txt Download as CSV file: xf-s810-nr-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S810 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 -0.3442 0.10846 0.10450 -0.0749 0.9778 0.1076
-12.250 -0.3732 0.10133 0.09739 -0.0802 0.9756 0.1079
-12.000 -0.3954 0.09516 0.09117 -0.0841 0.9734 0.1079
-11.750 -0.4196 0.08916 0.08509 -0.0874 0.9713 0.1079
-11.500 -0.4455 0.08389 0.07973 -0.0895 0.9679 0.1079
-11.250 -0.4735 0.07939 0.07511 -0.0904 0.9633 0.1080
-11.000 -0.4957 0.07525 0.07084 -0.0912 0.9595 0.1080
-10.750 -0.5235 0.07210 0.06752 -0.0906 0.9548 0.1081
-10.500 -0.5503 0.07025 0.06555 -0.0876 0.9480 0.1082
-10.250 -0.5746 0.06841 0.06350 -0.0847 0.9432 0.1083
-7.250 -0.7333 0.05003 0.04394 -0.0433 0.9143 0.2149
-7.000 -0.7385 0.04793 0.04175 -0.0392 0.9142 0.2262
-6.750 -0.7453 0.04721 0.04071 -0.0343 0.9139 0.2320
-6.500 -0.7400 0.04446 0.03796 -0.0315 0.9134 0.2412
-6.250 -0.7314 0.04304 0.03625 -0.0287 0.9138 0.2445
-6.000 -0.7137 0.04119 0.03415 -0.0268 0.9143 0.2409
-5.750 -0.6921 0.04070 0.03312 -0.0245 0.9145 0.2215
-5.000 -0.5580 0.04111 0.03172 -0.0205 0.9134 0.0787
-4.750 -0.5269 0.03952 0.03012 -0.0201 0.9132 0.0734
-4.500 0.1153 0.04940 0.04197 -0.0747 0.9135 0.8144
-4.250 0.0818 0.05097 0.04361 -0.0650 0.9095 0.8194
-4.000 -0.7083 0.03949 0.02991 0.0219 1.0000 0.0811
-3.750 -0.6821 0.03698 0.02756 0.0228 1.0000 0.0765
-3.500 -0.6580 0.03600 0.02641 0.0244 1.0000 0.0702
-3.250 -0.6357 0.03572 0.02596 0.0259 1.0000 0.0657
-3.000 -0.6137 0.03455 0.02492 0.0275 1.0000 0.0630
-2.750 -0.5943 0.03382 0.02421 0.0293 1.0000 0.0607
-2.500 -0.5772 0.03321 0.02362 0.0313 1.0000 0.0596
-2.250 -0.5624 0.03267 0.02310 0.0334 1.0000 0.0592
-2.000 -0.5484 0.03213 0.02256 0.0353 1.0000 0.0595
-1.750 -0.5331 0.03152 0.02185 0.0365 1.0000 0.0609
-1.500 -0.5155 0.03104 0.02122 0.0371 1.0000 0.0655
-1.250 -0.4969 0.03033 0.02033 0.0373 1.0000 0.0719
-1.000 -0.4765 0.03001 0.01982 0.0374 1.0000 0.0788
-0.750 -0.2612 0.05403 0.04697 0.0466 1.0000 0.8896
-0.500 -0.2230 0.05415 0.04694 0.0433 1.0000 0.9046
-0.250 -0.1804 0.05434 0.04703 0.0390 1.0000 0.9213
0.000 -0.4446 0.03846 0.03116 0.0635 0.9893 0.7529
0.250 -0.4221 0.04075 0.03334 0.0659 0.9833 0.7756
0.500 -0.4164 0.04246 0.03508 0.0738 0.9753 0.8038
0.750 -0.3881 0.04419 0.03672 0.0744 0.9700 0.8161
1.000 -0.3668 0.04357 0.03596 0.0729 0.9605 0.8174
1.250 -0.3396 0.04390 0.03618 0.0706 0.9543 0.8183
1.500 -0.3099 0.04412 0.03630 0.0682 0.9448 0.8190
1.750 -0.2870 0.04412 0.03624 0.0670 0.9358 0.8197
2.000 -0.2509 0.04518 0.03722 0.0634 0.9290 0.8208
2.250 -0.2316 0.04491 0.03691 0.0631 0.9182 0.8223
2.500 -0.2067 0.04531 0.03727 0.0616 0.9097 0.8237
2.750 -0.1707 0.04623 0.03815 0.0581 0.9011 0.8248
3.000 -0.1497 0.04620 0.03810 0.0572 0.8897 0.8259
3.250 -0.1240 0.04665 0.03854 0.0554 0.8798 0.8272
3.500 -0.0823 0.04809 0.03997 0.0509 0.8718 0.8290
3.750 -0.0593 0.04816 0.04003 0.0496 0.8591 0.8307
4.000 -0.0342 0.04854 0.04043 0.0480 0.8467 0.8321
4.250 -0.0098 0.04903 0.04096 0.0470 0.8341 0.8333
4.500 0.0176 0.04964 0.04162 0.0456 0.8207 0.8346
4.750 0.0510 0.05028 0.04231 0.0435 0.8046 0.8361
5.000 0.1289 0.04924 0.04131 0.0391 0.7494 0.8379
5.250 0.1669 0.04925 0.04142 0.0372 0.7338 0.8400
5.500 0.1994 0.04933 0.04157 0.0357 0.7200 0.8421
5.750 0.2319 0.04938 0.04171 0.0340 0.7068 0.8439
6.000 0.2648 0.04944 0.04190 0.0323 0.6942 0.8455
6.250 0.2971 0.04931 0.04190 0.0313 0.6826 0.8471
6.500 0.3421 0.04884 0.04160 0.0293 0.6743 0.8489
6.750 0.3689 0.04852 0.04141 0.0292 0.6612 0.8512
7.000 0.3988 0.04805 0.04113 0.0288 0.6483 0.8537
7.250 0.4327 0.04732 0.04058 0.0280 0.6355 0.8562
7.500 0.4719 0.04613 0.03959 0.0269 0.6228 0.8584
7.750 0.5134 0.04441 0.03813 0.0261 0.6099 0.8605
8.000 0.5542 0.04212 0.03610 0.0263 0.5965 0.8627
8.750 0.6724 0.03355 0.02839 0.0285 0.5370 0.8719
9.000 0.7092 0.03075 0.02566 0.0300 0.4756 0.8749
9.250 0.7301 0.02937 0.02313 0.0340 0.3107 0.8775
9.500 0.7194 0.03152 0.02447 0.0374 0.2169 0.8804
9.750 0.7204 0.03339 0.02577 0.0394 0.1622 0.8833
10.000 0.7322 0.03484 0.02690 0.0404 0.1322 0.8864
10.250 0.7540 0.03588 0.02778 0.0412 0.1133 0.8895
10.500 0.7801 0.03687 0.02874 0.0417 0.0987 0.8931
10.750 0.8065 0.03816 0.03009 0.0417 0.0848 0.8969
11.000 0.8220 0.03967 0.03164 0.0419 0.0715 0.9011
11.250 0.8378 0.04132 0.03337 0.0426 0.0594 0.9050
11.500 0.8646 0.04357 0.03570 0.0425 0.0498 0.9089
11.750 0.8896 0.04602 0.03843 0.0426 0.0442 0.9133
12.000 0.9264 0.05095 0.04359 0.0414 0.0409 0.9167
12.250 0.9249 0.05339 0.04648 0.0435 0.0402 0.9226
12.500 0.9204 0.05615 0.04966 0.0453 0.0395 0.9295
12.750 0.9120 0.05905 0.05298 0.0472 0.0388 0.9372
13.000 0.9035 0.06260 0.05690 0.0483 0.0388 0.9462
13.250 0.8919 0.06652 0.06118 0.0487 0.0387 0.9574
13.500 0.8779 0.07076 0.06577 0.0480 0.0385 0.9758
13.750 0.8586 0.07539 0.07070 0.0472 0.0383 1.0000
14.000 0.8421 0.08056 0.07610 0.0456 0.0387 1.0000
14.250 0.8197 0.08644 0.08221 0.0433 0.0388 1.0000
14.500 0.8019 0.09252 0.08845 0.0404 0.0395 1.0000
14.750 0.7813 0.09947 0.09557 0.0367 0.0399 1.0000
15.000 0.7633 0.10684 0.10304 0.0323 0.0404 1.0000
15.250 0.7548 0.11417 0.11040 0.0286 0.0411 1.0000
15.500 0.6573 0.14749 0.14386 0.0076 0.0620 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S810 Airfoil (s810-nr)