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=5


Details Polar file
Airfoil: NREL's S811 Airfoil (s811-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.51 at α=2.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s811-nr-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-s811-nr-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500  -0.2640   0.15327   0.14221  -0.0148   1.0000   0.3658
 -12.250  -0.2668   0.15302   0.14195  -0.0150   1.0000   0.3671
 -12.000  -0.2575   0.15091   0.13984  -0.0153   1.0000   0.3678
 -11.750  -0.2380   0.14772   0.13667  -0.0155   1.0000   0.3690
 -11.500  -0.2205   0.14527   0.13425  -0.0156   1.0000   0.3709
 -11.250  -0.2054   0.14338   0.13239  -0.0156   1.0000   0.3738
 -11.000  -0.1943   0.14193   0.13096  -0.0156   1.0000   0.3777
 -10.750  -0.1910   0.14125   0.13030  -0.0155   1.0000   0.3818
 -10.500  -0.1915   0.14076   0.12982  -0.0154   1.0000   0.3834
 -10.250  -0.1912   0.14005   0.12913  -0.0152   1.0000   0.3840
 -10.000  -0.1810   0.13793   0.12706  -0.0152   1.0000   0.3846
  -9.750  -0.1583   0.13468   0.12387  -0.0153   1.0000   0.3862
  -9.500  -0.1407   0.13250   0.12177  -0.0152   1.0000   0.3884
  -9.250  -0.1267   0.13084   0.12017  -0.0149   1.0000   0.3912
  -9.000  -0.1162   0.12951   0.11891  -0.0146   1.0000   0.3945
  -8.750  -0.1103   0.12852   0.11799  -0.0142   1.0000   0.3977
  -8.500  -0.1107   0.12808   0.11762  -0.0136   1.0000   0.4001
  -8.250  -0.1132   0.12775   0.11735  -0.0129   1.0000   0.4012
  -8.000  -0.1187   0.12766   0.11735  -0.0120   1.0000   0.4018
  -7.750  -0.0950   0.12427   0.11413  -0.0120   1.0000   0.4030
  -7.500  -0.0486   0.11953   0.10945  -0.0178   0.9685   0.4052
  -7.250  -0.0111   0.11605   0.10599  -0.0225   0.9001   0.4078
  -7.000   0.0469   0.11170   0.10140  -0.0331   0.8374   0.4113
  -6.750   0.0919   0.10845   0.09775  -0.0413   0.7833   0.4152
  -6.500   0.1070   0.10751   0.09647  -0.0439   0.7449   0.4184
  -6.250   0.1091   0.10752   0.09622  -0.0445   0.7192   0.4198
  -6.000   0.1263   0.10560   0.09411  -0.0453   0.6964   0.4206
  -5.500   0.1781   0.10074   0.08901  -0.0468   0.6608   0.4238
  -5.250   0.1974   0.09918   0.08736  -0.0473   0.6479   0.4255
  -5.000   0.2149   0.09780   0.08589  -0.0476   0.6372   0.4275
  -4.750   0.2308   0.09657   0.08462  -0.0479   0.6270   0.4299
  -4.500   0.2443   0.09556   0.08357  -0.0481   0.6185   0.4329
  -4.250   0.2449   0.09581   0.08375  -0.0478   0.6121   0.4373
  -4.000   0.2451   0.09580   0.08375  -0.0474   0.6055   0.4385
  -3.750   0.2547   0.09480   0.08274  -0.0474   0.5991   0.4390
  -3.500   0.2847   0.09205   0.07995  -0.0485   0.5930   0.4401
  -3.250   0.3082   0.09015   0.07813  -0.0491   0.5865   0.4414
  -3.000   0.3286   0.08865   0.07666  -0.0496   0.5810   0.4427
  -2.750   0.3484   0.08730   0.07529  -0.0502   0.5761   0.4442
  -2.500   0.3661   0.08611   0.07412  -0.0505   0.5716   0.4457
  -2.250   0.3818   0.08507   0.07317  -0.0507   0.5664   0.4474
  -2.000   0.3962   0.08428   0.07243  -0.0506   0.5619   0.4510
  -1.750   0.3946   0.08469   0.07286  -0.0496   0.5582   0.4564
  -1.250   0.3956   0.08027   0.06830  -0.0507   0.5528   0.4189
  -1.000   0.4194   0.07877   0.06694  -0.0510   0.5486   0.4160
  -0.750   0.4333   0.07764   0.06591  -0.0509   0.5450   0.4138
  -0.500   0.4445   0.07663   0.06497  -0.0506   0.5418   0.4121
  -0.250   0.4552   0.07575   0.06415  -0.0502   0.5388   0.4118
   0.000   0.4659   0.07496   0.06339  -0.0497   0.5361   0.4125
   0.250   0.4766   0.07418   0.06263  -0.0492   0.5336   0.4134
   0.500   0.4845   0.07353   0.06208  -0.0483   0.5305   0.4139
   0.750   0.4908   0.07295   0.06165  -0.0472   0.5271   0.4138
   1.000   0.4973   0.07232   0.06113  -0.0461   0.5239   0.4131
   1.250   0.5032   0.07167   0.06058  -0.0450   0.5210   0.4127
   1.500   0.5088   0.07105   0.06003  -0.0438   0.5185   0.4125
   1.750   0.5140   0.07042   0.05948  -0.0425   0.5163   0.4124
   2.000   0.5186   0.06984   0.05895  -0.0411   0.5144   0.4126
   2.250   0.5214   0.06940   0.05854  -0.0395   0.5126   0.4140
   2.500   0.5110   0.06955   0.05886  -0.0362   0.5099   0.4152
   2.750   0.4948   0.06981   0.05929  -0.0324   0.5068   0.4162
   3.000   0.4804   0.06983   0.05943  -0.0292   0.5037   0.4171
   3.250   0.4693   0.06965   0.05935  -0.0265   0.5008   0.4176
   3.500   0.4604   0.06931   0.05909  -0.0244   0.4982   0.4179
   3.750   0.4524   0.06879   0.05861  -0.0228   0.4961   0.4185
   4.000   0.4467   0.06781   0.05763  -0.0223   0.4941   0.4195
   4.250   0.4581   0.06726   0.05712  -0.0219   0.4921   0.4209
   4.500   0.3871   0.07013   0.06028  -0.0131   0.4857   0.4211
   4.750   0.3469   0.07200   0.06228  -0.0076   0.4804   0.4217
   5.000   0.3341   0.07284   0.06321  -0.0044   0.4769   0.4226
   5.250   0.3469   0.07281   0.06324  -0.0036   0.4744   0.4241
   5.500   0.3752   0.07214   0.06262  -0.0045   0.4726   0.4259
   6.000   0.2644   0.07991   0.07056   0.0004   0.4559   0.4264
   6.250   0.2921   0.07915   0.06984  -0.0011   0.4535   0.4281
   6.750   0.2677   0.08396   0.07474  -0.0043   0.4395   0.4298
   7.000   0.2957   0.08361   0.07442  -0.0069   0.4360   0.4316
   7.250   0.3345   0.08269   0.07351  -0.0105   0.4335   0.4343
   7.500   0.3121   0.08644   0.07729  -0.0131   0.4238   0.4356
   7.750   0.3443   0.08649   0.07729  -0.0186   0.4185   0.4391
   8.000   0.3683   0.08670   0.07763  -0.0180   0.4152   0.4405
   8.500   0.3685   0.09102   0.08215  -0.0193   0.4007   0.4426
   8.750   0.3952   0.09127   0.08250  -0.0198   0.3967   0.4443
   9.250   0.4081   0.09512   0.08651  -0.0228   0.3816   0.4469
   9.500   0.4407   0.09515   0.08661  -0.0243   0.3774   0.4490
   9.750   0.4365   0.09813   0.08964  -0.0264   0.3677   0.4501
  10.000   0.4609   0.09893   0.09049  -0.0284   0.3613   0.4525
  10.250   0.5067   0.09831   0.08986  -0.0314   0.3576   0.4567
  10.500   0.4942   0.10234   0.09392  -0.0342   0.3452   0.4580
  10.750   0.5218   0.10223   0.09398  -0.0336   0.3409   0.4599
  11.000   0.5121   0.10576   0.09761  -0.0350   0.3296   0.4608
  11.250   0.5383   0.10582   0.09781  -0.0348   0.3244   0.4629
  11.500   0.5339   0.10906   0.10113  -0.0363   0.3136   0.4640
  11.750   0.5613   0.10908   0.10126  -0.0367   0.3078   0.4664
  12.000   0.5590   0.11233   0.10458  -0.0386   0.2968   0.4677
  12.250   0.5900   0.11203   0.10436  -0.0393   0.2911   0.4702
  12.500   0.5876   0.11555   0.10795  -0.0416   0.2796   0.4716
  12.750   0.6245   0.11465   0.10707  -0.0426   0.2744   0.4750
  13.000   0.6210   0.11863   0.11108  -0.0454   0.2621   0.4767
  13.250   0.6515   0.11750   0.11010  -0.0446   0.2573   0.4794
  13.500   0.6462   0.12142   0.11414  -0.0465   0.2452   0.4806
  13.750   0.6511   0.12405   0.11687  -0.0478   0.2355   0.4824
  14.000   0.6734   0.12408   0.11701  -0.0478   0.2284   0.4853
  14.250   0.6746   0.12761   0.12061  -0.0499   0.2176   0.4871
  14.500   0.7061   0.12635   0.11943  -0.0498   0.2116   0.4910
  14.750   0.7033   0.13089   0.12401  -0.0527   0.2000   0.4925
  15.000   0.7437   0.12822   0.12135  -0.0524   0.1952   0.4966
  15.500   0.7740   0.12988   0.12323  -0.0533   0.1794   0.5010
  16.000   0.7648   0.13978   0.13323  -0.0588   0.1577   0.5040
  16.250   0.7959   0.13761   0.13110  -0.0580   0.1517   0.5089
  16.500   0.7898   0.14321   0.13672  -0.0613   0.1415   0.5107
  16.750   0.8360   0.13815   0.13160  -0.0591   0.1366   0.5171
  17.000   0.8178   0.14612   0.13964  -0.0637   0.1265   0.5176
  17.250   0.8594   0.14130   0.13477  -0.0609   0.1218   0.5230
  17.500   0.8375   0.15025   0.14383  -0.0661   0.1130   0.5232
  17.750   0.8351   0.15526   0.14886  -0.0692   0.1063   0.5251
  18.000   0.8461   0.15740   0.15098  -0.0707   0.1008   0.5285
  18.250   0.8259   0.16684   0.16046  -0.0764   0.0941   0.5285
  18.500   0.8399   0.16845   0.16203  -0.0778   0.0899   0.5323
  19.000   0.8213   0.18362   0.17719  -0.0873   0.0804   0.5345
  19.250   0.8449   0.18204   0.17567  -0.0865   0.0786   0.5393
<< Back to NREL's S811 Airfoil (s811-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


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