NREL's S810 Airfoil (s810-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S810 Airfoil (s810-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.72 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s810-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s810-nr-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.4754 0.11254 0.10710 -0.0200 1.0000 0.3625
-9.500 -0.5224 0.10655 0.10126 -0.0214 1.0000 0.3339
-9.250 -0.5686 0.10059 0.09545 -0.0221 1.0000 0.3192
-9.000 -0.6206 0.09517 0.09018 -0.0217 1.0000 0.3177
-8.750 -0.6700 0.08962 0.08476 -0.0208 1.0000 0.3177
-8.500 -0.7192 0.08466 0.07990 -0.0187 1.0000 0.3181
-8.250 -0.7639 0.08070 0.07601 -0.0154 1.0000 0.3190
-8.000 -0.8095 0.07734 0.07270 -0.0108 1.0000 0.3204
-7.750 -0.8531 0.07365 0.06905 -0.0066 1.0000 0.3215
-7.500 -0.8953 0.06956 0.06485 -0.0025 1.0000 0.3214
-7.250 -0.9345 0.06535 0.06038 0.0010 1.0000 0.3192
-7.000 -0.9611 0.06101 0.05541 0.0032 1.0000 0.3037
-6.750 -0.9486 0.05713 0.05076 0.0030 1.0000 0.2653
-6.500 -0.9270 0.05499 0.04772 0.0036 1.0000 0.2282
-6.250 -0.9016 0.05325 0.04519 0.0048 1.0000 0.1988
-6.000 -0.8758 0.05200 0.04317 0.0065 1.0000 0.1748
-5.750 -0.8490 0.05006 0.04078 0.0079 1.0000 0.1570
-5.500 -0.8218 0.04853 0.03876 0.0095 1.0000 0.1415
-5.250 -0.7937 0.04713 0.03695 0.0111 1.0000 0.1283
-5.000 -0.7670 0.04603 0.03545 0.0126 1.0000 0.1184
-4.750 -0.7407 0.04502 0.03400 0.0143 1.0000 0.1096
-4.500 -0.0967 0.06198 0.05280 -0.0275 1.0000 1.0000
-4.250 -0.0901 0.06168 0.05228 -0.0258 1.0000 1.0000
-4.000 -0.0835 0.06138 0.05178 -0.0242 1.0000 1.0000
-3.750 -0.0769 0.06109 0.05131 -0.0225 1.0000 1.0000
-3.500 -0.0702 0.06081 0.05088 -0.0209 1.0000 1.0000
-3.250 -0.0634 0.06054 0.05048 -0.0193 1.0000 1.0000
-3.000 -0.0566 0.06029 0.05010 -0.0177 1.0000 1.0000
-2.750 -0.0497 0.06006 0.04975 -0.0161 1.0000 1.0000
-2.500 -0.0427 0.05984 0.04939 -0.0145 1.0000 1.0000
-2.250 -0.0357 0.05963 0.04910 -0.0129 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0287 0.05944 0.04882 -0.0113 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0216 0.05927 0.04857 -0.0097 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0146 0.05912 0.04834 -0.0081 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0075 0.05898 0.04815 -0.0065 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0004 0.05886 0.04796 -0.0049 1.0000 1.0000
-0.750 0.0066 0.05876 0.04780 -0.0033 1.0000 1.0000
-0.500 0.0136 0.05868 0.04769 -0.0017 1.0000 1.0000
-0.250 0.0206 0.05862 0.04759 -0.0001 1.0000 1.0000
0.000 0.0275 0.05858 0.04752 0.0015 1.0000 1.0000
0.250 0.0343 0.05855 0.04748 0.0031 1.0000 1.0000
0.500 0.0410 0.05855 0.04745 0.0047 1.0000 1.0000
0.750 0.0477 0.05857 0.04747 0.0063 1.0000 1.0000
1.000 0.0305 0.05827 0.04719 0.0129 1.0000 0.9940
1.250 0.0224 0.05796 0.04689 0.0174 1.0000 0.9894
1.500 0.0135 0.05778 0.04672 0.0221 1.0000 0.9853
1.750 0.0053 0.05764 0.04658 0.0267 1.0000 0.9822
2.000 0.0055 0.05747 0.04642 0.0294 1.0000 0.9801
2.250 0.0046 0.05731 0.04628 0.0323 1.0000 0.9780
2.500 0.0054 0.05724 0.04623 0.0348 1.0000 0.9769
2.750 0.0073 0.05721 0.04622 0.0372 1.0000 0.9763
3.000 0.0086 0.05718 0.04621 0.0395 1.0000 0.9757
3.250 0.0093 0.05715 0.04620 0.0420 1.0000 0.9750
3.500 0.0142 0.05724 0.04633 0.0436 1.0000 0.9755
3.750 0.0203 0.05741 0.04653 0.0449 1.0000 0.9764
4.000 0.0267 0.05762 0.04681 0.0460 1.0000 0.9774
4.250 0.0321 0.05783 0.04707 0.0473 1.0000 0.9782
4.500 0.0387 0.05815 0.04744 0.0483 1.0000 0.9795
4.750 0.0467 0.05857 0.04793 0.0490 1.0000 0.9813
5.000 0.0573 0.05914 0.04857 0.0490 1.0000 0.9834
5.250 0.0715 0.05983 0.04936 0.0481 1.0000 0.9854
5.500 0.0838 0.06056 0.05023 0.0475 1.0000 0.9875
5.750 0.0959 0.06139 0.05115 0.0469 1.0000 0.9899
6.000 0.1318 0.06339 0.05334 0.0410 0.9886 0.9916
6.250 0.1790 0.06614 0.05630 0.0330 0.9645 0.9932
6.500 0.2225 0.06879 0.05918 0.0260 0.9399 0.9953
6.750 0.2634 0.07124 0.06189 0.0199 0.9124 0.9975
7.000 0.2982 0.07318 0.06407 0.0154 0.8815 0.9997
7.250 0.3313 0.07494 0.06604 0.0121 0.8460 1.0000
7.500 0.4792 0.07310 0.06484 0.0010 0.7147 1.0000
7.750 0.5030 0.07261 0.06459 0.0019 0.6849 1.0000
8.000 0.5316 0.07173 0.06402 0.0027 0.6565 1.0000
8.250 0.5613 0.07024 0.06282 0.0039 0.6282 1.0000
8.500 0.5964 0.06762 0.06055 0.0056 0.5980 1.0000
8.750 0.6663 0.06076 0.05428 0.0072 0.5614 1.0000
9.000 0.7293 0.05144 0.04568 0.0120 0.5170 1.0000
9.250 0.7971 0.04016 0.03302 0.0227 0.3064 1.0000
9.500 0.7866 0.04145 0.03362 0.0280 0.2558 1.0000
9.750 0.9582 0.04624 0.03735 0.0132 0.1424 1.0000
10.000 0.9872 0.04914 0.04057 0.0129 0.1254 1.0000
10.250 0.9980 0.05156 0.04310 0.0149 0.1131 1.0000
10.500 1.0208 0.05506 0.04668 0.0150 0.1023 1.0000
10.750 1.0002 0.05604 0.04800 0.0215 0.1008 1.0000
11.000 0.9796 0.05690 0.04910 0.0279 0.0997 1.0000
11.250 0.9559 0.05747 0.04985 0.0345 0.0990 1.0000
11.500 0.9360 0.05845 0.05103 0.0400 0.0983 1.0000
11.750 0.9577 0.06279 0.05528 0.0392 0.0898 1.0000
12.000 0.9435 0.06533 0.05816 0.0424 0.0895 1.0000
12.250 0.9290 0.06851 0.06168 0.0445 0.0892 1.0000
12.500 0.9157 0.07225 0.06573 0.0456 0.0892 1.0000
12.750 0.8997 0.07629 0.07005 0.0462 0.0892 1.0000
13.000 0.8837 0.08074 0.07473 0.0462 0.0894 1.0000
13.250 0.8689 0.08572 0.07990 0.0457 0.0897 1.0000
13.500 0.7831 0.09218 0.08688 0.0431 0.0978 1.0000
13.750 0.7552 0.09948 0.09429 0.0397 0.0999 1.0000
14.000 0.7399 0.10657 0.10142 0.0362 0.1017 1.0000
14.250 0.7283 0.11405 0.10891 0.0326 0.1027 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S810 Airfoil (s810-nr)