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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S814 Airfoil (s814-nr)