NREL's S812 Airfoil (s812-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S812 Airfoil (s812-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.2 at α=11.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s812-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s812-nr-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.750 -0.4653 0.12849 0.12120 -0.0606 1.0000 0.0477
-14.500 -0.4771 0.12236 0.11508 -0.0632 1.0000 0.0469
-14.250 -0.4938 0.11611 0.10882 -0.0659 1.0000 0.0460
-14.000 -0.5145 0.11000 0.10266 -0.0683 1.0000 0.0450
-13.750 -0.5390 0.10423 0.09681 -0.0702 1.0000 0.0443
-13.500 -0.5650 0.09901 0.09148 -0.0715 1.0000 0.0435
-13.250 -0.5939 0.09424 0.08656 -0.0722 1.0000 0.0426
-13.000 -0.6182 0.09019 0.08236 -0.0721 1.0000 0.0421
-12.750 -0.6414 0.08666 0.07867 -0.0714 1.0000 0.0418
-12.500 -0.6689 0.08377 0.07556 -0.0700 1.0000 0.0412
-12.250 -0.6820 0.08085 0.07254 -0.0686 1.0000 0.0413
-12.000 -0.7055 0.07877 0.07028 -0.0661 1.0000 0.0409
-11.750 -0.7015 0.07554 0.06708 -0.0652 1.0000 0.0418
-11.500 -0.7125 0.07331 0.06476 -0.0629 1.0000 0.0420
-11.250 -0.7218 0.07131 0.06271 -0.0603 1.0000 0.0424
-11.000 -0.7349 0.06977 0.06114 -0.0569 1.0000 0.0427
-10.750 -0.7450 0.06828 0.05960 -0.0541 0.9970 0.0431
-10.500 -0.7230 0.06483 0.05585 -0.0570 0.9844 0.0441
-10.250 -0.6909 0.06145 0.05209 -0.0594 0.9736 0.0445
-10.000 -0.6482 0.05829 0.04858 -0.0616 0.9653 0.0448
-9.750 -0.5916 0.05570 0.04566 -0.0638 0.9598 0.0461
-9.500 -0.5251 0.05444 0.04398 -0.0658 0.9550 0.0501
-9.250 -0.3734 0.05899 0.04853 -0.0644 0.9611 0.0568
-9.000 -0.3231 0.06000 0.04939 -0.0647 0.9493 0.0621
-8.750 -0.2830 0.06055 0.04984 -0.0651 0.9371 0.0649
-8.500 -0.2550 0.05998 0.04932 -0.0661 0.9254 0.0695
-8.250 -0.2310 0.05875 0.04799 -0.0678 0.9142 0.0758
-8.000 -0.2127 0.05714 0.04628 -0.0692 0.9029 0.0807
-7.750 -0.1977 0.05511 0.04418 -0.0708 0.8932 0.0864
-7.500 -0.1845 0.05285 0.04184 -0.0724 0.8847 0.0951
-7.250 -0.1678 0.05324 0.04396 -0.0705 0.8756 0.2635
-7.000 -0.1870 0.04775 0.03788 -0.0724 0.8670 0.2200
-6.750 -0.1771 0.05050 0.04077 -0.0694 0.8573 0.4518
-6.500 -0.0615 0.06436 0.05416 -0.0653 0.8541 0.5681
-6.250 -0.0477 0.06339 0.05298 -0.0654 0.8465 0.5700
-6.000 -0.0256 0.06225 0.05160 -0.0664 0.8405 0.5707
-5.750 -0.0045 0.06127 0.05041 -0.0671 0.8346 0.5718
-5.500 0.0129 0.06040 0.04938 -0.0672 0.8284 0.5728
-5.250 0.0304 0.05942 0.04822 -0.0675 0.8236 0.5733
-5.000 0.0440 0.05863 0.04730 -0.0672 0.8185 0.5740
-4.750 0.0576 0.05795 0.04651 -0.0667 0.8134 0.5752
-4.500 0.0732 0.05721 0.04565 -0.0666 0.8091 0.5769
-4.250 0.0856 0.05654 0.04488 -0.0660 0.8047 0.5787
-4.000 0.0901 0.05606 0.04436 -0.0642 0.7994 0.5803
-3.750 0.0966 0.05540 0.04361 -0.0630 0.7949 0.5817
-3.500 0.1002 0.05461 0.04274 -0.0616 0.7913 0.5837
-3.250 0.1050 0.05437 0.04250 -0.0596 0.7869 0.5856
-3.000 0.1195 0.05413 0.04223 -0.0586 0.7828 0.5871
-2.750 0.1344 0.05375 0.04178 -0.0578 0.7793 0.5888
-2.500 0.1493 0.05321 0.04118 -0.0572 0.7762 0.5904
-2.250 0.1457 0.05320 0.04118 -0.0538 0.7715 0.5921
-2.000 0.1338 0.05328 0.04129 -0.0492 0.7667 0.5943
-1.750 0.1134 0.05307 0.04108 -0.0437 0.7624 0.5978
-1.500 0.1136 0.05252 0.04049 -0.0413 0.7595 0.6009
-1.250 0.0897 0.05339 0.04144 -0.0342 0.7528 0.6027
-1.000 0.0878 0.05344 0.04150 -0.0308 0.7488 0.6048
-0.750 0.0914 0.05316 0.04119 -0.0286 0.7459 0.6069
-0.500 0.0686 0.05321 0.04125 -0.0228 0.7410 0.6101
-0.250 0.0126 0.05289 0.04095 -0.0136 0.7336 0.6157
0.000 0.0264 0.05294 0.04099 -0.0122 0.7309 0.6174
0.250 0.0473 0.05278 0.04080 -0.0121 0.7288 0.6195
0.500 0.0071 0.05347 0.04155 -0.0039 0.7212 0.6224
0.750 0.0102 0.05324 0.04129 -0.0023 0.7175 0.6253
1.000 0.0240 0.05253 0.04050 -0.0029 0.7147 0.6294
1.250 0.0485 0.05226 0.04020 -0.0037 0.7126 0.6321
1.500 0.0308 0.05313 0.04113 0.0012 0.7061 0.6344
1.750 0.0437 0.05333 0.04134 0.0021 0.7023 0.6370
2.000 0.0654 0.05325 0.04125 0.0015 0.6993 0.6401
2.250 0.0935 0.05293 0.04090 -0.0004 0.6970 0.6435
2.500 0.0887 0.05343 0.04140 0.0013 0.6905 0.6468
2.750 0.1045 0.05381 0.04183 0.0021 0.6863 0.6489
3.000 0.1287 0.05400 0.04206 0.0017 0.6832 0.6514
3.250 0.1471 0.05433 0.04243 0.0016 0.6793 0.6545
3.500 0.1542 0.05488 0.04300 0.0022 0.6729 0.6579
3.750 0.1815 0.05497 0.04310 0.0001 0.6689 0.6617
4.000 0.2101 0.05516 0.04337 -0.0004 0.6659 0.6637
4.250 0.2093 0.05610 0.04441 0.0016 0.6581 0.6660
4.500 0.2327 0.05644 0.04482 0.0011 0.6533 0.6690
4.750 0.2655 0.05658 0.04503 -0.0006 0.6502 0.6725
5.000 0.2712 0.05750 0.04598 -0.0006 0.6413 0.6762
5.250 0.2966 0.05782 0.04644 -0.0009 0.6367 0.6787
5.500 0.3101 0.05853 0.04725 -0.0003 0.6299 0.6812
5.750 0.3278 0.05909 0.04793 -0.0002 0.6230 0.6840
6.000 0.3625 0.05919 0.04816 -0.0018 0.6191 0.6876
6.250 0.3694 0.06026 0.04930 -0.0018 0.6088 0.6911
6.500 0.4008 0.06036 0.04956 -0.0025 0.6042 0.6940
6.750 0.4056 0.06140 0.05074 -0.0013 0.5937 0.6965
7.000 0.4389 0.06141 0.05092 -0.0023 0.5888 0.6998
7.250 0.4477 0.06242 0.05205 -0.0019 0.5776 0.7030
7.500 0.4882 0.06222 0.05202 -0.0041 0.5729 0.7073
7.750 0.4935 0.06320 0.05315 -0.0028 0.5607 0.7096
8.000 0.5060 0.06392 0.05403 -0.0022 0.5497 0.7125
8.250 0.5423 0.06344 0.05379 -0.0030 0.5436 0.7161
8.500 0.5555 0.06421 0.05471 -0.0030 0.5308 0.7195
8.750 0.5719 0.06478 0.05544 -0.0031 0.5183 0.7230
9.000 0.5872 0.06512 0.05600 -0.0023 0.5060 0.7258
9.250 0.6069 0.06517 0.05626 -0.0019 0.4939 0.7291
9.750 0.6546 0.06469 0.05619 -0.0021 0.4674 0.7369
10.000 0.6722 0.06454 0.05628 -0.0012 0.4521 0.7399
10.250 0.6900 0.06430 0.05629 -0.0003 0.4356 0.7433
10.500 0.7122 0.06362 0.05585 0.0003 0.4183 0.7473
10.750 0.7400 0.06237 0.05483 0.0007 0.4001 0.7518
11.000 0.7625 0.06129 0.05397 0.0020 0.3784 0.7555
11.250 0.7909 0.05962 0.05247 0.0032 0.3510 0.7597
11.500 0.8145 0.05884 0.05168 0.0042 0.3142 0.7641
11.750 0.8337 0.05872 0.05132 0.0051 0.2728 0.7683
12.000 0.8396 0.06004 0.05245 0.0063 0.2379 0.7716
12.250 0.8429 0.06201 0.05422 0.0069 0.2086 0.7753
12.500 0.8462 0.06427 0.05634 0.0071 0.1845 0.7792
12.750 0.8501 0.06671 0.05868 0.0070 0.1637 0.7831
13.000 0.8541 0.06890 0.06081 0.0074 0.1476 0.7866
13.250 0.8598 0.07113 0.06301 0.0075 0.1334 0.7906
13.500 0.8683 0.07330 0.06520 0.0074 0.1210 0.7951
13.750 0.8778 0.07533 0.06730 0.0074 0.1106 0.7995
14.000 0.8869 0.07723 0.06918 0.0077 0.1020 0.8041
14.250 0.8980 0.07929 0.07142 0.0076 0.0936 0.8095
14.500 0.9088 0.08135 0.07365 0.0076 0.0864 0.8149
14.750 0.9175 0.08351 0.07595 0.0076 0.0800 0.8206
15.000 0.9279 0.08589 0.07850 0.0073 0.0744 0.8269
15.250 0.9310 0.08881 0.08169 0.0071 0.0694 0.8327
15.500 0.9419 0.09078 0.08364 0.0070 0.0647 0.8402
15.750 0.9364 0.09518 0.08849 0.0060 0.0615 0.8463
16.000 0.9322 0.09926 0.09284 0.0049 0.0584 0.8537
16.250 0.9334 0.10228 0.09597 0.0043 0.0555 0.8632
16.500 0.9305 0.10619 0.10005 0.0032 0.0532 0.8739
16.750 0.9132 0.11257 0.10682 0.0007 0.0521 0.8841
17.000 0.8938 0.11956 0.11413 -0.0025 0.0515 0.8971
17.250 0.8707 0.12764 0.12252 -0.0067 0.0512 0.9153
17.500 0.8433 0.13660 0.13171 -0.0122 0.0516 0.9797
17.750 0.8138 0.14944 0.14471 -0.0204 0.0522 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S812 Airfoil (s812-nr)