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 S811 Airfoil (s811-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S811 Airfoil (s811-nr)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 12.77 at α=15°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s811-nr-100000.txt
Download as CSV file: xf-s811-nr-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NREL's S811 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  -0.2544   0.14847   0.14072  -0.0147   1.0000   0.3454
 -12.250  -0.2577   0.14843   0.14067  -0.0151   1.0000   0.3500
 -12.000  -0.2771   0.14952   0.14174  -0.0152   1.0000   0.3517
 -11.750  -0.2532   0.14534   0.13758  -0.0155   1.0000   0.3523
 -11.500  -0.2321   0.14214   0.13440  -0.0156   1.0000   0.3532
 -11.250  -0.2139   0.13975   0.13204  -0.0156   1.0000   0.3546
 -11.000  -0.1983   0.13786   0.13016  -0.0155   1.0000   0.3564
 -10.750  -0.1856   0.13621   0.12854  -0.0155   1.0000   0.3587
 -10.500  -0.1754   0.13474   0.12710  -0.0154   1.0000   0.3614
 -10.250  -0.1750   0.13426   0.12663  -0.0153   1.0000   0.3654
 -10.000  -0.2048   0.13640   0.12877  -0.0146   1.0000   0.3678
  -9.750  -0.1791   0.13229   0.12470  -0.0149   1.0000   0.3684
  -9.500  -0.1580   0.12929   0.12176  -0.0148   1.0000   0.3692
  -9.250  -0.1400   0.12698   0.11950  -0.0146   1.0000   0.3703
  -9.000  -0.1245   0.12514   0.11773  -0.0143   1.0000   0.3718
  -8.750  -0.1112   0.12357   0.11623  -0.0139   1.0000   0.3736
  -8.500  -0.1000   0.12218   0.11491  -0.0135   1.0000   0.3759
  -8.250  -0.0920   0.12104   0.11385  -0.0130   1.0000   0.3788
  -8.000  -0.1514   0.12667   0.11949  -0.0105   1.0000   0.3844
  -7.750  -0.1255   0.12259   0.11555  -0.0107   1.0000   0.3848
  -7.500  -0.0788   0.11742   0.11051  -0.0161   0.9906   0.3855
  -7.250  -0.0036   0.11052   0.10358  -0.0283   0.9085   0.3866
  -7.000   0.1173   0.10209   0.09444  -0.0522   0.7973   0.3890
  -6.750   0.1514   0.09989   0.09172  -0.0560   0.7377   0.3912
  -6.500   0.1737   0.09840   0.08999  -0.0578   0.7078   0.3939
  -6.250   0.1878   0.09754   0.08896  -0.0588   0.6886   0.3980
  -6.000   0.1451   0.10189   0.09321  -0.0574   0.6817   0.4021
  -5.750   0.1783   0.09812   0.08933  -0.0588   0.6658   0.4026
  -5.500   0.2079   0.09514   0.08622  -0.0597   0.6535   0.4033
  -5.250   0.2337   0.09281   0.08386  -0.0603   0.6422   0.4043
  -5.000   0.2570   0.09102   0.08197  -0.0608   0.6336   0.4056
  -4.750   0.2777   0.08953   0.08050  -0.0610   0.6246   0.4073
  -4.500   0.2966   0.08833   0.07923  -0.0612   0.6175   0.4097
  -4.250   0.3123   0.08738   0.07826  -0.0613   0.6115   0.4128
  -4.000   0.3152   0.08756   0.07847  -0.0609   0.6064   0.4176
  -3.750   0.2824   0.09017   0.08108  -0.0590   0.6036   0.4205
  -3.500   0.3140   0.08708   0.07795  -0.0599   0.5980   0.4211
  -3.250   0.3430   0.08467   0.07549  -0.0606   0.5934   0.4219
  -3.000   0.3678   0.08280   0.07372  -0.0609   0.5885   0.4231
  -2.750   0.3901   0.08135   0.07234  -0.0611   0.5840   0.4246
  -2.500   0.4104   0.08020   0.07121  -0.0611   0.5801   0.4268
  -2.250   0.4280   0.07930   0.07030  -0.0611   0.5765   0.4297
  -2.000   0.4400   0.07890   0.06986  -0.0608   0.5736   0.4339
  -1.750   0.3943   0.08242   0.07344  -0.0575   0.5721   0.4392
  -1.500   0.4256   0.07967   0.07082  -0.0582   0.5679   0.4398
  -1.250   0.4540   0.07755   0.06878  -0.0587   0.5643   0.4407
  -1.000   0.4793   0.07596   0.06727  -0.0589   0.5611   0.4419
  -0.750   0.5022   0.07474   0.06609  -0.0589   0.5583   0.4436
  -0.500   0.5222   0.07385   0.06524  -0.0588   0.5558   0.4459
  -0.250   0.5390   0.07324   0.06465  -0.0585   0.5536   0.4488
   0.000   0.5463   0.07326   0.06477  -0.0575   0.5517   0.4537
   0.250   0.5120   0.07522   0.06684  -0.0541   0.5503   0.4587
   0.500   0.5411   0.07331   0.06509  -0.0544   0.5470   0.4596
   0.750   0.5662   0.07197   0.06387  -0.0544   0.5438   0.4609
   1.000   0.5880   0.07107   0.06307  -0.0541   0.5413   0.4626
   1.250   0.6066   0.07044   0.06253  -0.0536   0.5392   0.4649
   1.500   0.6212   0.07008   0.06225  -0.0528   0.5372   0.4682
   1.750   0.5567   0.07384   0.06608  -0.0462   0.5365   0.4774
   2.000   0.5920   0.07172   0.06402  -0.0472   0.5345   0.4781
   2.250   0.6222   0.07034   0.06270  -0.0476   0.5322   0.4792
   2.500   0.6375   0.06998   0.06259  -0.0463   0.5292   0.4806
   2.750   0.6504   0.07001   0.06283  -0.0449   0.5268   0.4827
   3.000   0.6590   0.07033   0.06333  -0.0430   0.5245   0.4858
   3.250   0.6586   0.07095   0.06408  -0.0404   0.5218   0.4906
   3.500   0.5919   0.07384   0.06709  -0.0314   0.5205   0.4975
   3.750   0.6242   0.07253   0.06587  -0.0321   0.5177   0.4988
   4.000   0.6489   0.07183   0.06525  -0.0319   0.5155   0.5006
   4.250   0.6748   0.07110   0.06455  -0.0320   0.5135   0.5033
   4.500   0.6620   0.07268   0.06630  -0.0275   0.5107   0.5066
   4.750   0.1176   0.10688   0.10108   0.0241   0.5344   0.4997
   5.000   0.1402   0.10704   0.10131   0.0245   0.5333   0.5019
   5.250   0.0050   0.11567   0.11006   0.0312   0.5755   0.5016
   5.500  -0.0277   0.11592   0.11034   0.0358   0.5649   0.5033
   5.750  -0.0134   0.11569   0.11016   0.0363   0.5581   0.5074
   6.000   0.0080   0.11497   0.10939   0.0304   0.5548   0.5175
   6.250   0.0501   0.11586   0.11037   0.0302   0.5530   0.5193
   6.500  -0.0068   0.11469   0.10922   0.0363   0.5374   0.5202
   6.750   0.0272   0.11516   0.10976   0.0359   0.5341   0.5235
   7.000  -0.0053   0.11518   0.10981   0.0390   0.5212   0.5261
   7.250   0.0285   0.11509   0.10971   0.0317   0.5159   0.5368
   7.500   0.0612   0.11556   0.11025   0.0329   0.5133   0.5389
   7.750   0.0241   0.11534   0.11008   0.0361   0.4991   0.5401
   8.000   0.0544   0.11576   0.11057   0.0361   0.4946   0.5446
   8.250   0.0857   0.11767   0.11249   0.0293   0.4910   0.5561
   8.500   0.0671   0.11666   0.11154   0.0324   0.4766   0.5574
   8.750   0.1055   0.11735   0.11232   0.0335   0.4731   0.5618
   9.000   0.0708   0.11787   0.11288   0.0348   0.4599   0.5641
   9.250   0.1219   0.11865   0.11371   0.0297   0.4542   0.5761
   9.500   0.0970   0.11957   0.11468   0.0311   0.4432   0.5773
   9.750   0.1240   0.11965   0.11484   0.0318   0.4358   0.5819
  10.000   0.1331   0.12217   0.11738   0.0259   0.4255   0.5936
  10.250   0.1541   0.12129   0.11659   0.0286   0.4165   0.5964
  10.500   0.1839   0.11906   0.11439   0.0307   0.3908   0.6023
  10.750   0.2110   0.11751   0.11287   0.0294   0.3688   0.6145
  11.000   0.2566   0.11454   0.10997   0.0314   0.3592   0.6217
  11.250   0.2457   0.11757   0.11306   0.0290   0.3470   0.6327
  11.500   0.2922   0.11420   0.10977   0.0318   0.3411   0.6415
  11.750   0.5184   0.11375   0.10855  -0.0350   0.3122   0.4892
  12.000   0.5850   0.11006   0.10485  -0.0368   0.3074   0.4927
  12.250   0.5794   0.11390   0.10871  -0.0396   0.2942   0.4932
  12.500   0.3666   0.11884   0.11463   0.0166   0.2985   0.6371
  12.750   0.6455   0.11321   0.10795  -0.0440   0.2772   0.4966
  13.000   0.6510   0.11533   0.11017  -0.0452   0.2667   0.4976
  13.250   0.6874   0.11259   0.10757  -0.0436   0.2610   0.4999
  13.500   0.6896   0.11539   0.11043  -0.0450   0.2500   0.5011
  13.750   0.7369   0.11099   0.10615  -0.0431   0.2455   0.5052
  14.000   0.8119   0.10255   0.09776  -0.0410   0.2439   0.5112
  14.250   0.9273   0.08800   0.08319  -0.0377   0.2438   0.5178
  14.500   0.9550   0.08640   0.08164  -0.0371   0.2318   0.5204
  14.750   1.0090   0.08136   0.07651  -0.0352   0.2178   0.5249
  15.000   1.0327   0.08089   0.07584  -0.0350   0.2001   0.5286
  15.250   1.0447   0.08224   0.07694  -0.0357   0.1827   0.5319
  15.500   1.0522   0.08445   0.07887  -0.0367   0.1662   0.5348
  15.750   1.0524   0.08737   0.08170  -0.0376   0.1521   0.5367
  16.000   1.0520   0.09051   0.08476  -0.0386   0.1394   0.5387
  16.250   1.0538   0.09347   0.08764  -0.0395   0.1277   0.5409
  16.500   1.0591   0.09605   0.09011  -0.0402   0.1173   0.5434
  16.750   1.0713   0.09775   0.09162  -0.0406   0.1082   0.5466
  17.000   1.0786   0.10042   0.09423  -0.0417   0.1009   0.5495
  17.250   1.0871   0.10309   0.09687  -0.0428   0.0947   0.5525
  17.500   1.1055   0.10406   0.09768  -0.0430   0.0891   0.5560
  17.750   1.1091   0.10726   0.10103  -0.0441   0.0853   0.5588
  18.000   1.1152   0.11014   0.10401  -0.0452   0.0819   0.5622
  18.250   1.1484   0.10923   0.10284  -0.0439   0.0780   0.5691
  18.500   1.1419   0.11431   0.10817  -0.0466   0.0763   0.5719
  18.750   1.1375   0.11900   0.11307  -0.0491   0.0745   0.5745
  19.000   1.1377   0.12287   0.11710  -0.0511   0.0727   0.5776
  19.250   1.1799   0.12055   0.11449  -0.0488   0.0697   0.5860
<< Back to NREL's S811 Airfoil (s811-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S811 Airfoil (s811-nr)