NREL's S811 Airfoil (s811-nr) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S811 Airfoil (s811-nr) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 48.78 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s811-nr-200000.txt Download as CSV file: xf-s811-nr-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.1690 0.11945 0.11412 -0.0152 1.0000 0.3243
-9.000 -0.1542 0.11813 0.11286 -0.0146 1.0000 0.3255
-8.750 -0.1414 0.11686 0.11163 -0.0141 1.0000 0.3270
-8.500 -0.1139 0.11430 0.10910 -0.0177 0.9963 0.3294
-7.750 0.0690 0.09777 0.09127 -0.0621 0.7105 0.3378
-7.500 0.0872 0.09658 0.08971 -0.0613 0.6594 0.3385
-7.250 0.1050 0.09540 0.08832 -0.0609 0.6313 0.3393
-7.000 0.1228 0.09425 0.08701 -0.0607 0.6113 0.3406
-6.750 0.1392 0.09311 0.08575 -0.0606 0.5964 0.3420
-6.500 0.0662 0.09606 0.08868 -0.0596 0.5969 0.3515
-6.250 0.0956 0.09319 0.08573 -0.0599 0.5834 0.3517
-6.000 0.1238 0.09075 0.08316 -0.0603 0.5724 0.3521
-5.750 0.1500 0.08864 0.08103 -0.0606 0.5627 0.3525
-5.500 0.1743 0.08688 0.07917 -0.0608 0.5546 0.3529
-5.250 0.1977 0.08531 0.07759 -0.0609 0.5475 0.3536
-5.000 0.2194 0.08393 0.07619 -0.0610 0.5413 0.3544
-4.750 0.2399 0.08273 0.07493 -0.0611 0.5359 0.3554
-4.500 0.2590 0.08163 0.07378 -0.0611 0.5312 0.3567
-4.250 0.2765 0.08053 0.07270 -0.0612 0.5267 0.3584
-4.000 0.2044 0.08252 0.07469 -0.0594 0.5271 0.3676
-3.750 0.2337 0.08012 0.07229 -0.0598 0.5222 0.3680
-3.500 0.2617 0.07812 0.07027 -0.0601 0.5181 0.3683
-3.250 0.2891 0.07641 0.06851 -0.0605 0.5142 0.3688
-3.000 0.3150 0.07493 0.06702 -0.0607 0.5109 0.3693
-2.750 0.3388 0.07359 0.06574 -0.0608 0.5076 0.3700
-2.500 0.3611 0.07242 0.06460 -0.0608 0.5043 0.3709
-2.250 0.3820 0.07137 0.06356 -0.0607 0.5010 0.3720
-2.000 0.4013 0.07040 0.06260 -0.0606 0.4981 0.3734
-1.750 0.3163 0.07300 0.06523 -0.0575 0.4983 0.3842
-1.500 0.3480 0.07046 0.06266 -0.0579 0.4953 0.3846
-1.250 0.3778 0.06867 0.06084 -0.0583 0.4928 0.3850
-1.000 0.4052 0.06717 0.05940 -0.0585 0.4905 0.3854
-0.750 0.4320 0.06581 0.05811 -0.0585 0.4881 0.3860
-0.500 0.4572 0.06465 0.05702 -0.0584 0.4857 0.3866
-0.250 0.4809 0.06363 0.05605 -0.0583 0.4834 0.3874
0.000 0.5031 0.06273 0.05520 -0.0581 0.4813 0.3884
0.250 0.5236 0.06192 0.05442 -0.0578 0.4793 0.3897
0.500 0.5424 0.06117 0.05370 -0.0575 0.4774 0.3914
0.750 0.5587 0.06050 0.05304 -0.0571 0.4755 0.3939
1.000 0.4950 0.05999 0.05257 -0.0537 0.4752 0.4027
1.250 0.5249 0.05885 0.05142 -0.0540 0.4729 0.4032
1.500 0.5519 0.05792 0.05056 -0.0539 0.4711 0.4038
1.750 0.5758 0.05706 0.04981 -0.0535 0.4694 0.4045
2.000 0.5980 0.05633 0.04918 -0.0530 0.4677 0.4053
2.250 0.6195 0.05570 0.04865 -0.0524 0.4659 0.4064
2.500 0.6384 0.05512 0.04817 -0.0517 0.4642 0.4079
2.750 0.6549 0.05458 0.04771 -0.0509 0.4622 0.4098
3.000 0.6665 0.05407 0.04726 -0.0497 0.4603 0.4131
3.250 0.6010 0.05334 0.04658 -0.0449 0.4598 0.4215
3.500 0.6263 0.05264 0.04594 -0.0440 0.4578 0.4222
3.750 0.6508 0.05208 0.04544 -0.0432 0.4562 0.4231
4.000 0.6728 0.05159 0.04500 -0.0425 0.4547 0.4240
4.250 0.6940 0.05129 0.04472 -0.0418 0.4529 0.4253
4.500 0.7081 0.05104 0.04459 -0.0404 0.4510 0.4271
4.750 0.7174 0.05078 0.04449 -0.0386 0.4493 0.4295
5.000 0.6871 0.04626 0.03991 -0.0437 0.4482 0.4169
5.250 0.6998 0.04539 0.03917 -0.0424 0.4459 0.4133
5.500 0.7160 0.04543 0.03932 -0.0419 0.4435 0.4242
5.750 0.7347 0.04531 0.03928 -0.0406 0.4411 0.4257
6.000 0.7549 0.04531 0.03935 -0.0393 0.4386 0.4284
6.250 0.7801 0.04699 0.04114 -0.0350 0.4361 0.4455
6.500 0.8019 0.04664 0.04079 -0.0350 0.4339 0.4482
6.750 0.8165 0.04618 0.04041 -0.0355 0.4314 0.4504
7.000 0.8968 0.03308 0.02630 -0.0709 0.4273 0.4198
7.250 0.9211 0.03280 0.02612 -0.0710 0.4236 0.4213
7.500 0.9489 0.03256 0.02594 -0.0710 0.4199 0.4226
7.750 0.9812 0.03218 0.02556 -0.0715 0.4163 0.4241
8.000 1.0116 0.03219 0.02555 -0.0718 0.4124 0.4257
8.250 1.0264 0.03230 0.02589 -0.0700 0.4069 0.4272
8.500 1.0537 0.03192 0.02556 -0.0698 0.4016 0.4293
8.750 1.0897 0.03119 0.02472 -0.0708 0.3970 0.4320
9.000 1.1203 0.03086 0.02435 -0.0714 0.3921 0.4345
9.250 1.1398 0.03058 0.02416 -0.0704 0.3855 0.4365
9.500 1.1739 0.02964 0.02308 -0.0711 0.3792 0.4385
9.750 1.2015 0.02887 0.02230 -0.0709 0.3726 0.4403
10.000 1.2173 0.02842 0.02201 -0.0689 0.3649 0.4419
10.250 1.2471 0.02765 0.02117 -0.0687 0.3585 0.4438
10.500 1.2597 0.02764 0.02136 -0.0663 0.3519 0.4454
10.750 1.2763 0.02736 0.02117 -0.0644 0.3447 0.4474
11.000 1.2955 0.02703 0.02085 -0.0629 0.3378 0.4499
11.250 1.2999 0.02707 0.02107 -0.0594 0.3293 0.4519
11.500 1.3108 0.02687 0.02085 -0.0567 0.3210 0.4542
11.750 1.3166 0.02717 0.02126 -0.0538 0.3096 0.4561
12.000 1.3232 0.02759 0.02171 -0.0512 0.2961 0.4576
12.250 1.3262 0.02809 0.02222 -0.0486 0.2786 0.4592
12.500 1.3213 0.02913 0.02320 -0.0455 0.2589 0.4606
12.750 1.3085 0.03098 0.02497 -0.0424 0.2393 0.4617
13.000 1.2906 0.03365 0.02759 -0.0401 0.2219 0.4626
13.250 1.2694 0.03714 0.03105 -0.0387 0.2063 0.4635
13.500 1.2466 0.04135 0.03524 -0.0383 0.1927 0.4642
13.750 1.2233 0.04606 0.03995 -0.0386 0.1799 0.4650
14.000 1.2019 0.05091 0.04480 -0.0393 0.1675 0.4658
14.250 1.1815 0.05584 0.04973 -0.0402 0.1560 0.4667
14.500 1.1626 0.06078 0.05464 -0.0413 0.1454 0.4676
14.750 1.1447 0.06579 0.05960 -0.0427 0.1353 0.4685
15.000 1.1313 0.07050 0.06429 -0.0440 0.1246 0.4697
15.250 1.1208 0.07501 0.06877 -0.0455 0.1146 0.4711
15.500 1.1110 0.07955 0.07327 -0.0470 0.1054 0.4726
15.750 1.1020 0.08410 0.07773 -0.0486 0.0970 0.4740
16.000 1.0956 0.08841 0.08198 -0.0501 0.0891 0.4756
16.250 1.0915 0.09251 0.08605 -0.0516 0.0814 0.4770
16.500 1.0893 0.09635 0.08986 -0.0531 0.0751 0.4788
16.750 1.0881 0.09997 0.09342 -0.0545 0.0699 0.4806
17.000 1.0904 0.10328 0.09680 -0.0557 0.0652 0.4826
17.250 1.0938 0.10623 0.09964 -0.0567 0.0616 0.4847
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S811 Airfoil (s811-nr)