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 S812 Airfoil (s812-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S812 Airfoil (s812-nr)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 23.93 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s812-nr-100000.txt
Download as CSV file: xf-s812-nr-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NREL's S812 Airfoil                             
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.750  -0.4746   0.13788   0.13295  -0.0581   1.0000   0.1072
 -14.500  -0.5174   0.12983   0.12495  -0.0640   1.0000   0.1075
 -14.250  -0.5535   0.12355   0.11867  -0.0675   1.0000   0.1076
 -14.000  -0.5863   0.11818   0.11329  -0.0698   1.0000   0.1077
 -13.750  -0.6217   0.11328   0.10835  -0.0712   1.0000   0.1077
 -13.500  -0.6531   0.10905   0.10408  -0.0718   1.0000   0.1077
 -13.250  -0.6840   0.10531   0.10030  -0.0717   1.0000   0.1077
 -13.000  -0.7177   0.10212   0.09706  -0.0708   1.0000   0.1077
 -12.750  -0.7496   0.09944   0.09433  -0.0691   1.0000   0.1077
 -12.500  -0.3960   0.12135   0.11672  -0.0462   1.0000   0.2490
  -8.500  -0.4203   0.03869   0.03001  -0.0852   0.9165   0.0686
  -8.250  -0.3361   0.03866   0.03000  -0.0869   0.9159   0.0729
  -8.000  -0.2400   0.04173   0.03318  -0.0868   0.9143   0.0768
  -7.750  -0.1858   0.04448   0.03611  -0.0857   0.9069   0.0851
  -7.500  -0.1633   0.04331   0.03483  -0.0870   0.8993   0.0899
  -7.250  -0.1526   0.04167   0.03306  -0.0875   0.8900   0.0942
  -7.000   0.0150   0.06291   0.05591  -0.0786   0.8866   0.5962
  -6.750   0.0334   0.06481   0.05763  -0.0775   0.8794   0.6306
  -6.500   0.0721   0.06367   0.05630  -0.0796   0.8731   0.6456
  -6.250   0.0976   0.06202   0.05447  -0.0814   0.8675   0.6471
  -6.000   0.1259   0.06035   0.05267  -0.0830   0.8611   0.6483
  -5.750   0.1536   0.05898   0.05115  -0.0847   0.8559   0.6500
  -5.500   0.1781   0.05793   0.04998  -0.0859   0.8513   0.6524
  -5.250   0.1953   0.05735   0.04935  -0.0859   0.8463   0.6560
  -5.000   0.1854   0.05842   0.05037  -0.0827   0.8414   0.6619
  -4.750   0.2173   0.05664   0.04847  -0.0847   0.8382   0.6631
  -4.500   0.2424   0.05551   0.04729  -0.0856   0.8341   0.6650
  -4.250   0.2638   0.05475   0.04649  -0.0859   0.8298   0.6677
  -4.000   0.2803   0.05435   0.04604  -0.0857   0.8261   0.6721
  -3.750   0.2741   0.05510   0.04676  -0.0826   0.8228   0.6774
  -3.500   0.3015   0.05381   0.04545  -0.0838   0.8199   0.6789
  -3.250   0.3248   0.05302   0.04466  -0.0843   0.8168   0.6812
  -3.000   0.3438   0.05261   0.04425  -0.0842   0.8137   0.6855
  -2.750   0.3321   0.05376   0.04541  -0.0800   0.8101   0.6925
  -2.500   0.3627   0.05242   0.04402  -0.0816   0.8076   0.6940
  -2.250   0.3870   0.05170   0.04331  -0.0823   0.8052   0.6964
  -2.000   0.4007   0.05170   0.04337  -0.0814   0.8023   0.7005
  -1.750   0.3814   0.05327   0.04500  -0.0757   0.7987   0.7078
  -1.500   0.4113   0.05216   0.04391  -0.0772   0.7961   0.7098
  -1.250   0.4366   0.05157   0.04333  -0.0779   0.7938   0.7134
  -1.000   0.4192   0.05320   0.04498  -0.0722   0.7912   0.7225
  -0.750   0.4367   0.05284   0.04469  -0.0719   0.7886   0.7243
  -0.500   0.4397   0.05351   0.04546  -0.0691   0.7847   0.7276
  -0.250   0.3806   0.05705   0.04909  -0.0563   0.7797   0.7377
   0.000   0.4116   0.05610   0.04817  -0.0582   0.7779   0.7396
   0.250  -0.1948   0.06554   0.05799   0.0280   0.8098   0.6752
   0.500  -0.1669   0.06503   0.05741   0.0262   0.8054   0.6724
   0.750  -0.3075   0.06105   0.05351   0.0381   0.8791   0.6623
   1.000  -0.2826   0.06100   0.05342   0.0369   0.8714   0.6635
   1.250  -0.2541   0.06148   0.05383   0.0345   0.8678   0.6646
   1.500  -0.2410   0.06036   0.05268   0.0343   0.8571   0.6653
   1.750  -0.2023   0.06134   0.05359   0.0301   0.8533   0.6666
   2.000  -0.1951   0.06010   0.05234   0.0308   0.8422   0.6679
   2.250  -0.1550   0.06110   0.05328   0.0263   0.8381   0.6700
   2.500  -0.1444   0.06015   0.05230   0.0262   0.8267   0.6724
   2.750  -0.0968   0.06104   0.05310   0.0191   0.8226   0.6758
   3.000  -0.0863   0.06032   0.05238   0.0194   0.8108   0.6776
   3.250  -0.0487   0.06184   0.05393   0.0168   0.8068   0.6794
   3.500  -0.0424   0.06128   0.05339   0.0184   0.7945   0.6811
   3.750  -0.0221   0.06184   0.05396   0.0175   0.7865   0.6831
   4.000   0.0114   0.06249   0.05461   0.0148   0.7775   0.6861
   4.250   0.0298   0.06272   0.05485   0.0133   0.7666   0.6893
   4.500   0.0763   0.06399   0.05612   0.0082   0.7604   0.6928
   4.750   0.0836   0.06403   0.05622   0.0098   0.7477   0.6946
   5.000   0.1007   0.06471   0.05695   0.0098   0.7372   0.6967
   5.250   0.1470   0.06600   0.05831   0.0062   0.7289   0.6997
   5.500   0.1652   0.06624   0.05858   0.0055   0.7147   0.7025
   5.750   0.2156   0.06564   0.05797   0.0020   0.6845   0.7066
   6.000   0.2974   0.06292   0.05536   0.0002   0.6505   0.7102
   6.250   0.3066   0.06334   0.05586   0.0013   0.6371   0.7128
   6.500   0.3280   0.06361   0.05621   0.0011   0.6242   0.7159
   6.750   0.3611   0.06374   0.05641  -0.0008   0.6135   0.7193
   7.000   0.4080   0.06334   0.05609  -0.0039   0.6050   0.7227
   7.250   0.4198   0.06376   0.05664  -0.0027   0.5924   0.7249
   7.500   0.4737   0.06260   0.05565  -0.0042   0.5881   0.7286
   7.750   0.4877   0.06302   0.05617  -0.0040   0.5746   0.7318
   8.000   0.5105   0.06324   0.05650  -0.0048   0.5617   0.7354
   8.250   0.5707   0.06110   0.05455  -0.0067   0.5580   0.7392
   8.500   0.5868   0.06098   0.05457  -0.0057   0.5446   0.7417
   8.750   0.6084   0.06064   0.05439  -0.0053   0.5318   0.7449
   9.000   0.6767   0.05694   0.05092  -0.0072   0.5281   0.7501
   9.250   0.7061   0.05567   0.04981  -0.0072   0.5154   0.7536
   9.750   0.7639   0.05219   0.04676  -0.0052   0.4903   0.7604
  10.000   0.8097   0.04885   0.04365  -0.0053   0.4785   0.7651
  10.250   0.8481   0.04581   0.04086  -0.0047   0.4633   0.7692
  10.500   0.8881   0.04243   0.03768  -0.0033   0.4413   0.7732
  10.750   0.9228   0.03999   0.03518  -0.0022   0.3918   0.7774
  11.000   0.9415   0.03934   0.03384  -0.0003   0.3096   0.7812
  11.250   0.9336   0.04157   0.03558   0.0018   0.2543   0.7838
  11.500   0.9261   0.04388   0.03751   0.0039   0.2127   0.7864
  11.750   0.9248   0.04602   0.03933   0.0054   0.1796   0.7893
  12.000   0.9309   0.04781   0.04084   0.0063   0.1545   0.7926
  12.250   0.9434   0.04940   0.04225   0.0066   0.1349   0.7960
  12.500   0.9587   0.05070   0.04343   0.0070   0.1200   0.7991
  12.750   0.9753   0.05187   0.04459   0.0079   0.1078   0.8028
  13.000   0.9932   0.05325   0.04598   0.0082   0.0972   0.8070
  13.250   1.0124   0.05484   0.04752   0.0079   0.0872   0.8114
  13.500   1.0316   0.05630   0.04887   0.0081   0.0773   0.8153
  13.750   1.0322   0.05861   0.05153   0.0086   0.0716   0.8189
  14.000   1.0524   0.06048   0.05333   0.0085   0.0639   0.8234
  14.500   1.0796   0.06526   0.05835   0.0087   0.0532   0.8318
  14.750   1.0765   0.06830   0.06176   0.0091   0.0504   0.8361
  15.000   1.0826   0.07127   0.06495   0.0089   0.0479   0.8412
  15.250   1.0882   0.07410   0.06794   0.0090   0.0458   0.8461
  15.500   1.1036   0.07831   0.07228   0.0090   0.0439   0.8516
  15.750   1.0889   0.08272   0.07705   0.0086   0.0436   0.8559
  16.000   1.0726   0.08738   0.08204   0.0082   0.0434   0.8598
  16.250   1.0544   0.09242   0.08741   0.0073   0.0433   0.8640
  16.500   1.0349   0.09801   0.09330   0.0057   0.0433   0.8683
  16.750   1.0133   0.10422   0.09979   0.0034   0.0433   0.8725
  17.000   0.9918   0.11052   0.10634   0.0010   0.0435   0.8769
  17.250   0.9692   0.11753   0.11356  -0.0022   0.0437   0.8818
  17.500   0.8457   0.14655   0.14324  -0.0218   0.0501   0.8696
  17.750   0.8117   0.16170   0.15839  -0.0307   0.0526   0.8692
  18.000   0.8006   0.17147   0.16814  -0.0358   0.0535   0.8728
<< Back to NREL's S812 Airfoil (s812-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S812 Airfoil (s812-nr)