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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S811 Airfoil (s811-nr)