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 S814 Airfoil (s814-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S814 Airfoil (s814-nr)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 35.17 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s814-nr-100000.txt
Download as CSV file: xf-s814-nr-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NREL's S814 Airfoil                             
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.1978   0.12350   0.11646  -0.0094   1.0000   0.3657
  -7.500  -0.1944   0.12299   0.11602  -0.0081   0.9992   0.3681
  -7.250  -0.2246   0.12626   0.11919  -0.0143   0.9902   0.3764
  -7.000  -0.1739   0.12071   0.11363  -0.0197   0.9843   0.3769
  -6.750  -0.1241   0.11606   0.10896  -0.0252   0.9801   0.3777
  -6.500  -0.0830   0.11233   0.10524  -0.0296   0.9717   0.3788
  -6.250  -0.0399   0.10909   0.10198  -0.0350   0.9670   0.3805
  -6.000  -0.0056   0.10630   0.09919  -0.0389   0.9569   0.3828
  -5.750   0.0286   0.10368   0.09657  -0.0437   0.9496   0.3864
  -5.500   0.0089   0.10514   0.09796  -0.0480   0.9377   0.3933
  -5.250   0.0508   0.10067   0.09352  -0.0511   0.9261   0.3939
  -5.000   0.0926   0.09677   0.08964  -0.0546   0.9159   0.3949
  -4.750   0.1363   0.09326   0.08614  -0.0591   0.9091   0.3964
  -4.500   0.1698   0.09053   0.08343  -0.0620   0.8970   0.3984
  -4.250   0.2044   0.08783   0.08074  -0.0656   0.8880   0.4013
  -4.000   0.2324   0.08577   0.07865  -0.0696   0.8786   0.4066
  -3.750   0.2343   0.08513   0.07795  -0.0732   0.8656   0.4105
  -3.500   0.2968   0.08047   0.07327  -0.0806   0.8589   0.4116
  -3.250   0.3489   0.07700   0.06977  -0.0866   0.8456   0.4133
  -3.000   0.3983   0.07413   0.06682  -0.0928   0.8304   0.4157
  -2.750   0.4410   0.07187   0.06446  -0.0984   0.8138   0.4191
  -2.500   0.4164   0.07443   0.06685  -0.0991   0.7958   0.4268
  -2.250   0.4641   0.07090   0.06324  -0.1028   0.7804   0.4276
  -2.000   0.5031   0.06841   0.06069  -0.1052   0.7657   0.4289
  -1.750   0.5341   0.06675   0.05896  -0.1066   0.7523   0.4306
  -1.500   0.5611   0.06548   0.05760  -0.1078   0.7406   0.4331
  -1.250   0.5753   0.06485   0.05697  -0.1070   0.7284   0.4360
  -1.000   0.5299   0.06804   0.06012  -0.1025   0.7198   0.4438
  -0.750   0.5623   0.06564   0.05774  -0.1033   0.7105   0.4444
  -0.500   0.5950   0.06367   0.05574  -0.1043   0.7027   0.4455
  -0.250   0.6177   0.06245   0.05458  -0.1039   0.6946   0.4471
   0.000   0.6442   0.06135   0.05343  -0.1047   0.6883   0.4494
   0.250   0.6543   0.06096   0.05315  -0.1028   0.6805   0.4527
   0.500   0.6079   0.06345   0.05566  -0.0969   0.6749   0.4610
   0.750   0.6494   0.06110   0.05330  -0.0990   0.6696   0.4620
   1.000   0.6705   0.05999   0.05233  -0.0979   0.6632   0.4635
   1.250   0.6933   0.05908   0.05148  -0.0976   0.6580   0.4657
   1.500   0.7154   0.05835   0.05074  -0.0978   0.6540   0.4691
   1.750   0.7097   0.05876   0.05129  -0.0942   0.6488   0.4746
   2.000   0.6754   0.05972   0.05236  -0.0878   0.6440   0.4789
   2.250   0.7090   0.05821   0.05090  -0.0888   0.6394   0.4803
   2.500   0.7413   0.05710   0.04979  -0.0901   0.6360   0.4826
   2.750   0.7404   0.05733   0.05022  -0.0860   0.6312   0.4855
   3.000   0.7309   0.05783   0.05086  -0.0814   0.6266   0.4909
   3.250   0.6857   0.05917   0.05226  -0.0731   0.6229   0.4962
   3.500   0.7265   0.05761   0.05072  -0.0752   0.6195   0.4980
   3.750   0.7244   0.05788   0.05117  -0.0706   0.6151   0.5002
   4.000   0.7052   0.05876   0.05222  -0.0636   0.6101   0.5035
   4.250   0.6494   0.06063   0.05416  -0.0553   0.6059   0.5129
   4.500   0.6943   0.05885   0.05242  -0.0572   0.6026   0.5149
   4.750   0.6553   0.06040   0.05415  -0.0471   0.5973   0.5166
   5.000   0.4632   0.06728   0.06124  -0.0167   0.5869   0.5155
   5.250   0.5590   0.06388   0.05788  -0.0260   0.5860   0.5226
   5.500   0.6223   0.06150   0.05548  -0.0345   0.5841   0.5318
   8.000   0.7782   0.05868   0.05268  -0.0724   0.5141   0.4583
   8.250   0.9124   0.05086   0.04498  -0.0797   0.5142   0.4655
   8.500   0.8233   0.05907   0.05323  -0.0735   0.4973   0.4638
   8.750   1.0915   0.04435   0.03842  -0.0956   0.4971   0.4792
   9.000   0.8741   0.05847   0.05284  -0.0730   0.4809   0.4706
   9.250   1.1467   0.04284   0.03712  -0.0942   0.4784   0.4854
   9.500   1.0711   0.04700   0.04148  -0.0831   0.4683   0.4843
   9.750   0.9770   0.05533   0.04991  -0.0757   0.4533   0.4822
  10.000   1.2615   0.03889   0.03323  -0.0971   0.4448   0.5013
  10.250   1.2274   0.04032   0.03489  -0.0891   0.4351   0.5026
  10.500   1.2606   0.03908   0.03364  -0.0895   0.4221   0.5090
  10.750   1.2906   0.03784   0.03238  -0.0893   0.4082   0.5142
  11.000   1.3061   0.03714   0.03171  -0.0868   0.3941   0.5178
  11.250   1.2919   0.03818   0.03294  -0.0820   0.3803   0.5202
  11.500   1.2859   0.03902   0.03388  -0.0786   0.3642   0.5237
  11.750   1.2863   0.03983   0.03465  -0.0765   0.3446   0.5284
  12.000   1.2704   0.04190   0.03683  -0.0733   0.3237   0.5307
  12.250   1.2617   0.04368   0.03855  -0.0708   0.2994   0.5335
  12.500   1.2500   0.04622   0.04095  -0.0687   0.2740   0.5363
  12.750   1.2399   0.04906   0.04350  -0.0672   0.2492   0.5397
  13.000   1.2272   0.05272   0.04701  -0.0666   0.2264   0.5431
  13.250   1.2182   0.05628   0.05037  -0.0663   0.2059   0.5466
  13.500   1.2104   0.05957   0.05352  -0.0656   0.1883   0.5491
  13.750   1.2062   0.06273   0.05656  -0.0653   0.1724   0.5524
  14.000   1.2047   0.06587   0.05961  -0.0652   0.1581   0.5563
  14.250   1.2073   0.06889   0.06251  -0.0656   0.1449   0.5613
  14.500   1.2118   0.07148   0.06505  -0.0655   0.1337   0.5656
  14.750   1.2205   0.07355   0.06698  -0.0652   0.1237   0.5708
  15.000   1.2238   0.07665   0.07014  -0.0657   0.1155   0.5765
  15.250   1.2360   0.07871   0.07216  -0.0657   0.1077   0.5825
  15.500   1.2419   0.08132   0.07484  -0.0659   0.1013   0.5879
  15.750   1.2581   0.08323   0.07667  -0.0660   0.0951   0.5957
  16.000   1.2622   0.08621   0.07983  -0.0664   0.0904   0.6008
  16.250   1.2897   0.08677   0.08013  -0.0658   0.0846   0.6112
  16.500   1.2864   0.09079   0.08448  -0.0668   0.0818   0.6163
  16.750   1.2895   0.09406   0.08795  -0.0675   0.0786   0.6230
  17.000   1.3050   0.09595   0.08979  -0.0679   0.0751   0.6327
  17.250   1.3188   0.09834   0.09225  -0.0679   0.0721   0.6421
  17.500   1.3106   0.10321   0.09743  -0.0698   0.0703   0.6483
  17.750   1.3045   0.10773   0.10222  -0.0714   0.0686   0.6544
  18.000   1.2998   0.11231   0.10699  -0.0734   0.0669   0.6627
  18.250   1.2981   0.11622   0.11107  -0.0748   0.0653   0.6708
  18.500   1.3288   0.11637   0.11101  -0.0735   0.0625   0.6893
  18.750   1.3058   0.12332   0.11832  -0.0773   0.0621   0.6943
  19.000   1.2800   0.13107   0.12641  -0.0819   0.0618   0.6980
<< Back to NREL's S814 Airfoil (s814-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S814 Airfoil (s814-nr)