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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S812 Airfoil (s812-nr)