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

Polar data table (+)

Polar graphs


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