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