NREL's S811 Airfoil (s811-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S811 Airfoil (s811-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.09 at α=-0.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s811-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s811-nr-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.250 -0.3085 0.16758 0.15670 -0.0102 1.0000 0.3939
-14.000 -0.3004 0.16636 0.15546 -0.0106 1.0000 0.3976
-13.750 -0.3093 0.16924 0.15833 -0.0107 1.0000 0.4012
-13.500 -0.3051 0.16788 0.15697 -0.0110 1.0000 0.4024
-13.250 -0.2816 0.16243 0.15151 -0.0118 1.0000 0.4039
-13.000 -0.2637 0.15906 0.14813 -0.0123 1.0000 0.4058
-12.750 -0.2489 0.15664 0.14571 -0.0126 1.0000 0.4083
-12.500 -0.2368 0.15477 0.14384 -0.0129 1.0000 0.4115
-12.250 -0.2285 0.15363 0.14271 -0.0130 1.0000 0.4155
-12.000 -0.2367 0.15601 0.14508 -0.0126 1.0000 0.4192
-11.750 -0.2388 0.15620 0.14528 -0.0124 1.0000 0.4205
-11.500 -0.2146 0.15083 0.13994 -0.0131 1.0000 0.4217
-11.250 -0.1949 0.14725 0.13638 -0.0135 1.0000 0.4234
-11.000 -0.1787 0.14471 0.13388 -0.0137 1.0000 0.4258
-10.750 -0.1654 0.14282 0.13202 -0.0137 1.0000 0.4290
-10.500 -0.1557 0.14148 0.13071 -0.0136 1.0000 0.4327
-10.250 -0.1546 0.14169 0.13094 -0.0132 1.0000 0.4367
-10.000 -0.1781 0.14642 0.13571 -0.0115 1.0000 0.4389
-9.750 -0.1509 0.14056 0.12991 -0.0124 1.0000 0.4398
-9.500 -0.1289 0.13659 0.12600 -0.0128 1.0000 0.4414
-9.250 -0.1108 0.13385 0.12333 -0.0129 1.0000 0.4437
-9.000 -0.0965 0.13192 0.12148 -0.0127 1.0000 0.4466
-8.750 -0.0858 0.13054 0.12017 -0.0124 1.0000 0.4501
-8.500 -0.0811 0.13000 0.11972 -0.0118 1.0000 0.4542
-8.250 -0.1008 0.13365 0.12342 -0.0098 1.0000 0.4575
-8.000 -0.0915 0.13136 0.12126 -0.0094 1.0000 0.4586
-7.750 -0.0688 0.12732 0.11737 -0.0097 1.0000 0.4600
-7.500 -0.0518 0.12481 0.11504 -0.0095 1.0000 0.4621
-7.250 -0.0423 0.12359 0.11405 -0.0085 1.0000 0.4648
-7.000 -0.0405 0.12450 0.11537 -0.0099 0.9885 0.4679
-6.750 0.0134 0.12059 0.11143 -0.0213 0.9636 0.4737
-6.500 0.0208 0.12245 0.11322 -0.0270 0.9354 0.4773
-6.250 0.0958 0.11372 0.10447 -0.0378 0.9063 0.4789
-6.000 0.1623 0.10749 0.09814 -0.0477 0.8806 0.4818
-5.750 0.2146 0.10337 0.09382 -0.0554 0.8549 0.4861
-5.500 0.2467 0.10134 0.09158 -0.0597 0.8303 0.4914
-5.250 0.2389 0.10457 0.09462 -0.0598 0.8138 0.4962
-5.000 0.2696 0.10102 0.09095 -0.0622 0.7952 0.4976
-4.750 0.3035 0.09759 0.08740 -0.0645 0.7795 0.4996
-4.500 0.3272 0.09572 0.08554 -0.0654 0.7658 0.5023
-4.250 0.3484 0.09441 0.08419 -0.0664 0.7552 0.5059
-4.000 0.3615 0.09399 0.08378 -0.0665 0.7454 0.5108
-3.500 0.3763 0.09402 0.08385 -0.0661 0.7297 0.5174
-3.250 0.4054 0.09153 0.08137 -0.0674 0.7215 0.5201
-3.000 0.4267 0.09028 0.08015 -0.0680 0.7149 0.5238
-2.750 0.4400 0.08992 0.07989 -0.0679 0.7086 0.5284
-2.500 0.4336 0.09203 0.08204 -0.0662 0.7040 0.5340
-2.250 0.4448 0.09136 0.08139 -0.0660 0.6996 0.5360
-2.000 0.4722 0.08909 0.07920 -0.0671 0.6949 0.5383
-1.750 0.4899 0.08824 0.07850 -0.0671 0.6895 0.5417
-1.500 0.5031 0.08802 0.07836 -0.0666 0.6847 0.5468
-1.250 0.4851 0.09131 0.08170 -0.0632 0.6815 0.5536
-1.000 0.5098 0.08912 0.07955 -0.0640 0.6775 0.5558
-0.750 0.5298 0.08810 0.07868 -0.0642 0.6739 0.5590
-0.500 0.5390 0.08845 0.07921 -0.0634 0.6706 0.5634
-0.250 0.5355 0.09005 0.08095 -0.0613 0.6678 0.5694
0.000 0.5068 0.09380 0.08481 -0.0565 0.6656 0.5735
0.250 0.5296 0.09227 0.08340 -0.0570 0.6619 0.5758
0.500 0.5468 0.09182 0.08304 -0.0567 0.6588 0.5797
0.750 0.5553 0.09235 0.08364 -0.0556 0.6565 0.5854
1.000 0.5017 0.09845 0.08985 -0.0477 0.6562 0.5916
1.250 0.4789 0.10114 0.09269 -0.0434 0.6556 0.5932
1.500 0.4385 0.10538 0.09709 -0.0368 0.6558 0.5950
2.000 -0.0801 0.13637 0.12858 0.0234 0.8849 0.5814
2.250 -0.1112 0.13923 0.13139 0.0277 0.8786 0.5922
2.500 -0.0933 0.13683 0.12906 0.0274 0.8658 0.5937
2.750 -0.0498 0.13722 0.12952 0.0224 0.8591 0.5976
3.000 -0.0512 0.13596 0.12832 0.0249 0.8443 0.6026
3.250 -0.0788 0.13730 0.12963 0.0298 0.8377 0.6118
3.500 -0.0493 0.13589 0.12832 0.0277 0.8236 0.6149
3.750 -0.0398 0.13566 0.12815 0.0283 0.8137 0.6204
4.000 -0.0592 0.13625 0.12874 0.0327 0.8036 0.6311
4.250 -0.0385 0.13542 0.12799 0.0317 0.7918 0.6347
4.750 -0.0421 0.13544 0.12809 0.0361 0.7715 0.6511
5.000 -0.0066 0.13579 0.12854 0.0329 0.7615 0.6575
5.250 -0.0435 0.13549 0.12824 0.0405 0.7517 0.6687
5.500 0.0010 0.13583 0.12869 0.0359 0.7406 0.6742
5.750 -0.0389 0.13548 0.12834 0.0441 0.7317 0.6870
6.000 0.0074 0.13578 0.12876 0.0392 0.7203 0.6928
6.250 -0.0236 0.13542 0.12841 0.0461 0.7115 0.7061
6.500 0.0195 0.13600 0.12912 0.0417 0.6997 0.7140
6.750 0.0003 0.13545 0.12861 0.0467 0.6901 0.7267
7.000 0.0124 0.13597 0.12921 0.0477 0.6801 0.7437
7.250 0.0254 0.13610 0.12944 0.0472 0.6692 0.7536
7.500 0.0300 0.13674 0.13015 0.0500 0.6596 0.7791
7.750 0.0519 0.13689 0.13042 0.0475 0.6479 0.7871
8.250 0.0872 0.13835 0.13211 0.0466 0.6258 0.8356
8.750 0.1548 0.14084 0.13490 0.0390 0.6007 0.8887
9.000 0.1969 0.14345 0.13766 0.0333 0.5913 0.9172
9.250 0.2476 0.14503 0.13942 0.0257 0.5755 0.9400
9.500 0.2596 0.14578 0.14029 0.0224 0.5610 0.9565
9.750 0.3104 0.14920 0.14389 0.0135 0.5501 0.9789
10.000 0.4032 0.15426 0.14919 -0.0021 0.5327 1.0000
10.250 0.3651 0.15238 0.14734 0.0019 0.5194 1.0000
11.250 0.0122 0.13405 0.12787 0.0532 0.5257 0.7203
11.500 0.1181 0.14006 0.13383 0.0219 0.5105 0.6445
11.750 0.1581 0.14203 0.13582 0.0112 0.4947 0.6267
12.000 0.1604 0.14287 0.13673 0.0090 0.4852 0.6228
12.250 0.2094 0.14712 0.14108 0.0023 0.4732 0.6187
12.500 0.2102 0.14750 0.14149 -0.0026 0.4611 0.6149
12.750 0.2642 0.15333 0.14734 -0.0129 0.4509 0.6106
13.000 0.2660 0.15344 0.14753 -0.0145 0.4375 0.6094
13.250 0.2858 0.15676 0.15093 -0.0179 0.4299 0.6082
13.500 0.3053 0.15872 0.15297 -0.0211 0.4163 0.6068
13.750 0.3140 0.16115 0.15547 -0.0246 0.4084 0.6057
14.000 0.3528 0.16558 0.16000 -0.0290 0.3953 0.6052
14.250 0.3469 0.16645 0.16090 -0.0322 0.3873 0.6044
14.500 0.3992 0.17360 0.16814 -0.0369 0.3752 0.6065
14.750 0.3808 0.17237 0.16693 -0.0399 0.3674 0.6059
15.000 0.4255 0.17905 0.17370 -0.0443 0.3567 0.6086
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S811 Airfoil (s811-nr)