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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S812 Airfoil (s812-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 17.41 at α=13.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s812-nr-50000.txt
Download as CSV file: xf-s812-nr-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.750  -0.4261   0.12274   0.11607  -0.0497   1.0000   0.2294
 -12.500  -0.4727   0.10984   0.10338  -0.0569   1.0000   0.2017
 -12.250  -0.5672   0.09579   0.08953  -0.0643   1.0000   0.1982
 -12.000  -0.6041   0.08836   0.08211  -0.0663   1.0000   0.1899
 -11.750  -0.6599   0.08232   0.07611  -0.0667   1.0000   0.1900
 -11.500  -0.7091   0.07804   0.07187  -0.0654   1.0000   0.1907
 -11.250  -0.7968   0.07735   0.07145  -0.0595   1.0000   0.2111
 -11.000  -0.8358   0.07555   0.06977  -0.0545   1.0000   0.2114
 -10.750  -0.8725   0.07495   0.06933  -0.0480   1.0000   0.2120
 -10.500  -0.9075   0.07457   0.06905  -0.0418   1.0000   0.2129
 -10.250  -0.9434   0.07358   0.06806  -0.0364   1.0000   0.2134
 -10.000  -0.9790   0.07217   0.06656  -0.0314   1.0000   0.2134
  -9.750  -0.9920   0.07005   0.06421  -0.0282   1.0000   0.2037
  -9.500  -1.0229   0.06820   0.06203  -0.0239   1.0000   0.1998
  -9.250  -1.0263   0.06632   0.05974  -0.0211   1.0000   0.1870
  -9.000  -1.0244   0.06469   0.05761  -0.0185   1.0000   0.1727
  -8.750  -1.0153   0.06316   0.05558  -0.0161   1.0000   0.1580
  -8.500  -1.0021   0.06175   0.05371  -0.0139   1.0000   0.1465
  -8.250  -1.0031   0.06193   0.05309  -0.0104   1.0000   0.1377
  -8.000  -0.9714   0.05840   0.04957  -0.0100   1.0000   0.1321
  -7.750  -0.9546   0.05698   0.04772  -0.0080   1.0000   0.1252
  -7.500  -0.9253   0.05562   0.04606  -0.0075   0.9984   0.1194
  -7.250  -0.5264   0.06210   0.05240  -0.0256   0.9917   0.1196
  -7.000  -0.4828   0.06387   0.05428  -0.0246   0.9875   0.1265
  -6.750  -0.4629   0.06394   0.05437  -0.0241   0.9836   0.1312
  -6.500  -0.4574   0.06332   0.05370  -0.0225   0.9798   0.1354
  -6.250  -0.4615   0.06220   0.05261  -0.0204   0.9765   0.1399
  -6.000  -0.4711   0.06085   0.05128  -0.0178   0.9743   0.1445
  -5.750  -0.4817   0.05944   0.04984  -0.0152   0.9725   0.1497
  -5.500  -0.4957   0.05788   0.04828  -0.0123   0.9709   0.1544
  -5.250  -0.5153   0.05628   0.04669  -0.0083   0.9701   0.1581
  -5.000  -0.5391   0.05477   0.04517  -0.0034   0.9703   0.1617
  -4.750  -0.5695   0.05363   0.04398   0.0036   0.9735   0.1612
  -4.500  -0.5981   0.05253   0.04280   0.0104   0.9779   0.1594
  -4.250  -0.6281   0.05093   0.04113   0.0170   0.9848   0.1593
  -4.000  -0.6684   0.04969   0.03979   0.0274   1.0000   0.1538
  -3.750  -0.6815   0.04673   0.03678   0.0292   1.0000   0.1603
  -3.500  -0.6876   0.04756   0.03974   0.0359   1.0000   0.4332
  -3.250  -0.6273   0.06384   0.05573   0.0476   1.0000   0.5747
  -2.750   0.0228   0.08032   0.07024  -0.0185   0.9446   0.9270
  -2.500   0.0430   0.07974   0.06962  -0.0199   0.9437   0.9378
  -2.250   0.0615   0.07932   0.06915  -0.0210   0.9440   0.9517
  -2.000   0.0933   0.07873   0.06851  -0.0248   0.9429   0.9686
  -1.500   0.1742   0.07664   0.06632  -0.0369   0.9397   1.0000
  -1.250   0.1764   0.07708   0.06677  -0.0351   0.9412   1.0000
  -1.000   0.1635   0.07773   0.06745  -0.0303   0.9451   1.0000
  -0.750   0.1529   0.07837   0.06812  -0.0259   0.9498   1.0000
  -0.500   0.1502   0.07902   0.06878  -0.0232   0.9549   1.0000
  -0.250   0.1232   0.08000   0.06980  -0.0156   0.9677   1.0000
   0.000   0.0411   0.08241   0.07224   0.0039   1.0000   1.0000
   0.250   0.0460   0.08240   0.07223   0.0052   1.0000   1.0000
   0.500   0.0509   0.08239   0.07223   0.0064   1.0000   1.0000
   0.750   0.0558   0.08240   0.07225   0.0077   1.0000   1.0000
   1.000   0.0606   0.08242   0.07229   0.0089   1.0000   1.0000
   1.250   0.0652   0.08246   0.07234   0.0102   1.0000   1.0000
   1.500   0.0698   0.08250   0.07240   0.0114   1.0000   1.0000
   1.750   0.0743   0.08258   0.07250   0.0126   1.0000   1.0000
   2.000   0.0786   0.08265   0.07260   0.0138   1.0000   1.0000
   2.250  -0.0662   0.07896   0.06894   0.0453   1.0000   0.9418
   2.500  -0.3339   0.06921   0.05904   0.0903   1.0000   0.8241
   2.750  -0.3470   0.06747   0.05727   0.0938   1.0000   0.8188
   3.000  -0.3725   0.06496   0.05468   0.0980   1.0000   0.8125
   3.250  -0.3639   0.06415   0.05386   0.0980   1.0000   0.8114
   3.500  -0.3487   0.06383   0.05350   0.0965   0.9976   0.8109
   3.750  -0.3247   0.06424   0.05388   0.0931   0.9908   0.8116
   4.000  -0.2959   0.06531   0.05493   0.0890   0.9829   0.8131
   4.250  -0.2734   0.06548   0.05512   0.0868   0.9736   0.8149
   4.500  -0.2509   0.06596   0.05561   0.0845   0.9654   0.8166
   4.750  -0.2191   0.06761   0.05726   0.0802   0.9564   0.8184
   5.000  -0.1987   0.06755   0.05723   0.0781   0.9450   0.8199
   5.250  -0.1769   0.06807   0.05778   0.0757   0.9346   0.8222
   5.500  -0.1498   0.06925   0.05898   0.0722   0.9250   0.8252
   5.750  -0.1177   0.07089   0.06067   0.0679   0.9133   0.8280
   6.000  -0.0988   0.07120   0.06104   0.0667   0.9003   0.8305
   6.250  -0.0786   0.07185   0.06176   0.0651   0.8875   0.8332
   6.500  -0.0564   0.07279   0.06277   0.0629   0.8747   0.8359
   6.750  -0.0324   0.07401   0.06406   0.0601   0.8625   0.8389
   7.000  -0.0047   0.07561   0.06574   0.0566   0.8498   0.8422
   7.250   0.0233   0.07756   0.06779   0.0541   0.8371   0.8458
   7.500   0.0467   0.07889   0.06923   0.0520   0.8225   0.8494
   7.750   0.0673   0.08000   0.07045   0.0501   0.8076   0.8527
   8.000   0.0898   0.08140   0.07196   0.0476   0.7924   0.8562
   8.250   0.1096   0.08274   0.07342   0.0461   0.7771   0.8595
   8.500   0.1282   0.08413   0.07493   0.0448   0.7618   0.8632
   8.750   0.1496   0.08581   0.07676   0.0429   0.7460   0.8673
   9.000   0.1749   0.08790   0.07898   0.0401   0.7296   0.8714
   9.250   0.1973   0.08986   0.08109   0.0384   0.7132   0.8753
   9.500   0.2185   0.09191   0.08328   0.0368   0.6964   0.8798
   9.750   0.2293   0.09316   0.08468   0.0359   0.6791   0.8835
  10.000   0.2433   0.09452   0.08619   0.0347   0.6579   0.8875
  10.250   0.2803   0.09696   0.08883   0.0326   0.6337   0.8932
  10.500   0.3426   0.09259   0.08467   0.0339   0.5483   0.9008
  10.750   0.3719   0.09241   0.08469   0.0338   0.5211   0.9068
  11.000   0.4094   0.09206   0.08457   0.0330   0.4962   0.9140
  11.250   0.4513   0.09086   0.08367   0.0327   0.4717   0.9218
  11.500   0.4680   0.09130   0.08430   0.0325   0.4481   0.9283
  11.750   0.5131   0.08886   0.08218   0.0328   0.4229   0.9377
  12.000   0.5758   0.08351   0.07727   0.0338   0.3948   0.9502
  12.250   0.8302   0.05000   0.04418   0.0400   0.3005   0.9917
  12.500   0.8620   0.04982   0.04332   0.0408   0.2462   1.0000
  12.750   0.8823   0.05175   0.04507   0.0403   0.2125   1.0000
  13.000   0.9199   0.05356   0.04669   0.0389   0.1834   1.0000
  13.250   0.9708   0.05576   0.04867   0.0366   0.1580   1.0000
  13.500   0.9966   0.05894   0.05198   0.0349   0.1436   1.0000
  13.750   0.9958   0.06259   0.05603   0.0342   0.1363   1.0000
  14.000   1.0079   0.06648   0.06011   0.0328   0.1276   1.0000
  14.250   0.9969   0.07092   0.06493   0.0320   0.1240   1.0000
  14.500   1.0113   0.07494   0.06898   0.0303   0.1154   1.0000
  14.750   0.9881   0.08025   0.07466   0.0291   0.1147   1.0000
  15.000   0.9642   0.08616   0.08089   0.0273   0.1147   1.0000
  15.250   0.9361   0.09284   0.08783   0.0248   0.1151   1.0000
  15.500   0.9090   0.10017   0.09537   0.0216   0.1159   1.0000
  15.750   0.8813   0.10833   0.10369   0.0177   0.1167   1.0000
<< Back to NREL's S812 Airfoil (s812-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


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