NREL's S813 Airfoil (s813-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S813 Airfoil (s813-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.52 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s813-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s813-nr-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S813 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.4244 0.12425 0.11824 -0.0268 1.0000 0.3046
-10.000 -0.5357 0.10551 0.09981 -0.0430 1.0000 0.1544
-9.750 -0.5430 0.09608 0.09089 -0.0452 1.0000 0.1372
-9.500 -0.5281 0.09425 0.08910 -0.0421 1.0000 0.1390
-9.250 -0.5522 0.08810 0.08295 -0.0430 1.0000 0.1333
-9.000 -0.6568 0.07941 0.07423 -0.0434 1.0000 0.1239
-8.750 -0.7940 0.08184 0.07590 -0.0373 1.0000 0.1229
-8.500 -0.7783 0.07740 0.07157 -0.0363 1.0000 0.1196
-8.250 -0.7934 0.07347 0.06748 -0.0338 1.0000 0.1170
-8.000 -0.8129 0.06896 0.06262 -0.0312 1.0000 0.1137
-7.750 -0.8390 0.06432 0.05698 -0.0277 1.0000 0.1085
-7.500 -0.8328 0.06043 0.05288 -0.0261 1.0000 0.1074
-7.250 -0.8275 0.05675 0.04882 -0.0243 1.0000 0.1068
-7.000 -0.8202 0.05356 0.04513 -0.0225 1.0000 0.1074
-6.750 -0.8103 0.05065 0.04162 -0.0207 1.0000 0.1089
-6.500 -0.7947 0.04771 0.03860 -0.0197 1.0000 0.1118
-6.250 -0.7776 0.04524 0.03584 -0.0184 1.0000 0.1140
-6.000 -0.7589 0.04303 0.03328 -0.0171 1.0000 0.1167
-5.750 -0.7395 0.04117 0.03092 -0.0157 1.0000 0.1222
-5.500 -0.7198 0.03942 0.02925 -0.0146 1.0000 0.1306
-5.250 -0.6981 0.03784 0.02755 -0.0132 1.0000 0.1399
-5.000 -0.6767 0.03648 0.02622 -0.0115 1.0000 0.1540
-4.750 -0.6583 0.03514 0.02506 -0.0096 1.0000 0.1818
-4.500 -0.6454 0.03290 0.02359 -0.0072 1.0000 0.2473
-4.250 -0.6494 0.02998 0.02336 -0.0006 1.0000 0.5147
-4.000 -0.6501 0.03219 0.02590 0.0093 1.0000 0.6559
-3.750 -0.6478 0.03441 0.02799 0.0183 1.0000 0.7146
-3.500 -0.6432 0.03613 0.02956 0.0266 1.0000 0.7570
-3.250 -0.6361 0.03739 0.03060 0.0340 1.0000 0.7969
-3.000 -0.6167 0.03881 0.03176 0.0395 1.0000 0.8364
-2.750 -0.5520 0.04114 0.03358 0.0366 1.0000 0.8786
-2.500 -0.4194 0.04400 0.03565 0.0190 1.0000 0.9189
-2.250 -0.3312 0.04492 0.03607 0.0065 1.0000 0.9479
-2.000 -0.2580 0.04540 0.03617 -0.0043 1.0000 0.9721
-1.750 -0.1834 0.04586 0.03626 -0.0161 1.0000 0.9933
-1.500 -0.1547 0.04577 0.03599 -0.0193 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1515 0.04536 0.03548 -0.0174 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1482 0.04498 0.03500 -0.0154 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1447 0.04463 0.03456 -0.0134 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1410 0.04431 0.03415 -0.0114 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1373 0.04401 0.03376 -0.0093 1.0000 1.0000
0.000 -0.1336 0.04373 0.03339 -0.0072 1.0000 1.0000
0.250 -0.1300 0.04345 0.03305 -0.0051 1.0000 1.0000
0.500 -0.1265 0.04318 0.03271 -0.0029 1.0000 1.0000
0.750 -0.1231 0.04290 0.03238 -0.0006 1.0000 1.0000
1.000 -0.1200 0.04262 0.03203 0.0016 1.0000 1.0000
1.250 -0.1171 0.04233 0.03169 0.0040 1.0000 1.0000
1.500 -0.1144 0.04202 0.03134 0.0063 1.0000 1.0000
1.750 -0.1119 0.04170 0.03098 0.0087 1.0000 1.0000
2.000 -0.1094 0.04136 0.03061 0.0111 1.0000 1.0000
2.250 -0.1066 0.04104 0.03026 0.0134 1.0000 1.0000
2.500 -0.1030 0.04076 0.02995 0.0155 1.0000 1.0000
2.750 -0.0965 0.04065 0.02981 0.0171 1.0000 1.0000
3.000 -0.0861 0.04080 0.02992 0.0179 1.0000 1.0000
3.250 -0.0725 0.04118 0.03026 0.0181 1.0000 1.0000
3.500 -0.0567 0.04174 0.03079 0.0178 1.0000 1.0000
3.750 -0.0396 0.04245 0.03148 0.0174 1.0000 1.0000
4.000 -0.0218 0.04327 0.03228 0.0167 1.0000 1.0000
4.250 -0.0036 0.04420 0.03320 0.0159 1.0000 1.0000
4.500 0.0148 0.04522 0.03422 0.0150 1.0000 1.0000
4.750 0.0331 0.04632 0.03533 0.0141 1.0000 1.0000
5.000 0.0513 0.04750 0.03653 0.0132 1.0000 1.0000
5.250 0.0856 0.05006 0.03911 0.0091 0.9927 1.0000
5.500 0.1211 0.05280 0.04190 0.0047 0.9814 1.0000
5.750 0.1526 0.05509 0.04426 0.0011 0.9672 1.0000
6.000 0.1827 0.05733 0.04660 -0.0022 0.9515 1.0000
6.250 0.2122 0.05960 0.04895 -0.0053 0.9351 1.0000
6.500 0.2418 0.06194 0.05139 -0.0084 0.9179 1.0000
6.750 0.2743 0.06465 0.05420 -0.0118 0.9002 1.0000
7.000 0.3025 0.06719 0.05688 -0.0144 0.8824 1.0000
7.250 0.3227 0.06866 0.05847 -0.0156 0.8592 1.0000
7.500 0.3603 0.07194 0.06189 -0.0194 0.8380 1.0000
7.750 0.3922 0.07411 0.06425 -0.0217 0.8090 1.0000
8.000 0.4703 0.07247 0.06286 -0.0237 0.7110 1.0000
8.250 0.5285 0.07248 0.06315 -0.0259 0.6752 1.0000
8.500 0.5683 0.07231 0.06321 -0.0265 0.6462 1.0000
8.750 0.6056 0.07177 0.06291 -0.0266 0.6182 1.0000
9.000 0.6481 0.07040 0.06185 -0.0263 0.5901 1.0000
9.250 0.7034 0.06705 0.05888 -0.0255 0.5609 1.0000
9.500 0.7667 0.06121 0.05353 -0.0233 0.5292 1.0000
10.000 0.9264 0.03939 0.03159 -0.0105 0.3469 1.0000
10.250 0.9328 0.04130 0.03252 -0.0071 0.2708 1.0000
10.500 0.9581 0.04313 0.03372 -0.0057 0.2182 1.0000
10.750 1.0160 0.04498 0.03522 -0.0072 0.1749 1.0000
11.000 1.0760 0.04790 0.03808 -0.0099 0.1476 1.0000
11.250 1.1112 0.05124 0.04163 -0.0108 0.1328 1.0000
11.500 1.1478 0.05526 0.04577 -0.0123 0.1209 1.0000
11.750 1.1423 0.05806 0.04908 -0.0089 0.1170 1.0000
12.000 1.1720 0.06247 0.05347 -0.0101 0.1078 1.0000
12.250 1.1587 0.06555 0.05699 -0.0063 0.1068 1.0000
12.500 1.1432 0.06891 0.06073 -0.0030 0.1059 1.0000
12.750 1.1241 0.07250 0.06466 -0.0001 0.1052 1.0000
13.000 1.1030 0.07641 0.06888 0.0022 0.1048 1.0000
13.250 1.0804 0.08072 0.07346 0.0039 0.1049 1.0000
13.500 1.0554 0.08552 0.07850 0.0050 0.1052 1.0000
13.750 1.0303 0.09080 0.08399 0.0052 0.1059 1.0000
14.000 1.0050 0.09661 0.08997 0.0047 0.1067 1.0000
14.250 0.9816 0.10294 0.09643 0.0035 0.1075 1.0000
14.500 0.9628 0.10962 0.10320 0.0018 0.1082 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S813 Airfoil (s813-nr)