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

Polar data table (+)

Polar graphs


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