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