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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S814 Airfoil (s814-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.43 at α=14.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s814-nr-50000.txt
Download as CSV file: xf-s814-nr-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -16.250  -0.3773   0.18367   0.17364  -0.0238   1.0000   0.3537
 -16.000  -0.3773   0.18357   0.17350  -0.0243   1.0000   0.3585
 -15.750  -0.3822   0.18386   0.17377  -0.0247   1.0000   0.3607
 -15.500  -0.3617   0.17855   0.16838  -0.0251   1.0000   0.3629
 -15.250  -0.3482   0.17569   0.16547  -0.0253   1.0000   0.3660
 -15.000  -0.3390   0.17375   0.16349  -0.0255   1.0000   0.3698
 -14.750  -0.3385   0.17359   0.16329  -0.0256   1.0000   0.3746
 -14.500  -0.3476   0.17495   0.16464  -0.0256   1.0000   0.3769
 -14.250  -0.3265   0.16956   0.15919  -0.0260   1.0000   0.3785
 -14.000  -0.3117   0.16647   0.15606  -0.0261   1.0000   0.3810
 -13.750  -0.3005   0.16433   0.15389  -0.0261   1.0000   0.3842
 -13.500  -0.2939   0.16300   0.15253  -0.0261   1.0000   0.3887
 -13.250  -0.3057   0.16533   0.15485  -0.0256   1.0000   0.3926
 -13.000  -0.2979   0.16267   0.15217  -0.0257   1.0000   0.3938
 -12.750  -0.2791   0.15848   0.14796  -0.0258   1.0000   0.3955
 -12.500  -0.2648   0.15578   0.14524  -0.0257   1.0000   0.3980
 -12.250  -0.2541   0.15388   0.14332  -0.0255   1.0000   0.4014
 -12.000  -0.2484   0.15275   0.14218  -0.0252   1.0000   0.4057
 -11.750  -0.2617   0.15506   0.14449  -0.0243   1.0000   0.4093
 -11.500  -0.2545   0.15268   0.14211  -0.0240   1.0000   0.4105
 -11.250  -0.2357   0.14873   0.13816  -0.0240   1.0000   0.4120
 -11.000  -0.2211   0.14610   0.13553  -0.0238   1.0000   0.4144
 -10.750  -0.2102   0.14426   0.13370  -0.0233   1.0000   0.4176
 -10.500  -0.2040   0.14310   0.13255  -0.0226   1.0000   0.4217
 -10.250  -0.2138   0.14451   0.13397  -0.0214   1.0000   0.4258
 -10.000  -0.2159   0.14391   0.13341  -0.0204   1.0000   0.4272
  -9.750  -0.1968   0.14003   0.12955  -0.0203   1.0000   0.4286
  -9.500  -0.1827   0.13753   0.12708  -0.0197   1.0000   0.4308
  -9.250  -0.1725   0.13582   0.12541  -0.0189   1.0000   0.4335
  -9.000  -0.1664   0.13469   0.12431  -0.0179   1.0000   0.4374
  -8.750  -0.1727   0.13530   0.12497  -0.0163   1.0000   0.4420
  -8.500  -0.1863   0.13643   0.12617  -0.0142   1.0000   0.4441
  -8.250  -0.1684   0.13286   0.12265  -0.0136   1.0000   0.4455
  -8.000  -0.1569   0.13079   0.12064  -0.0125   1.0000   0.4476
  -7.750  -0.1504   0.12954   0.11947  -0.0110   1.0000   0.4503
  -7.500  -0.1491   0.12893   0.11895  -0.0091   1.0000   0.4536
  -7.250  -0.1562   0.12931   0.11941  -0.0066   1.0000   0.4575
  -6.750  -0.1839   0.13083   0.12115  -0.0006   1.0000   0.4620
  -6.500  -0.1809   0.12968   0.12011   0.0016   1.0000   0.4636
  -6.250  -0.1833   0.12953   0.12006   0.0040   1.0000   0.4661
  -6.000  -0.1901   0.12998   0.12062   0.0066   1.0000   0.4690
  -5.750  -0.1790   0.12952   0.12020   0.0046   0.9951   0.4735
  -5.500  -0.1748   0.13086   0.12149  -0.0002   0.9836   0.4781
  -5.250  -0.1193   0.12554   0.11616  -0.0076   0.9720   0.4799
  -5.000  -0.0748   0.12212   0.11272  -0.0138   0.9602   0.4831
  -4.750  -0.0388   0.11980   0.11039  -0.0191   0.9490   0.4881
  -4.500  -0.0429   0.12193   0.11248  -0.0213   0.9379   0.4949
  -4.250   0.0011   0.11721   0.10779  -0.0262   0.9254   0.4967
  -4.000   0.0388   0.11404   0.10464  -0.0302   0.9134   0.4998
  -3.750   0.0693   0.11194   0.10255  -0.0337   0.9027   0.5043
  -3.500   0.0834   0.11167   0.10226  -0.0362   0.8935   0.5106
  -3.250   0.0867   0.11130   0.10192  -0.0361   0.8810   0.5130
  -3.000   0.1274   0.10780   0.09845  -0.0400   0.8718   0.5157
  -2.750   0.1606   0.10553   0.09620  -0.0431   0.8628   0.5206
  -2.500   0.1576   0.10632   0.09701  -0.0415   0.8513   0.5270
  -2.250   0.1781   0.10485   0.09556  -0.0440   0.8448   0.5305
  -2.000   0.1901   0.10382   0.09459  -0.0429   0.8338   0.5333
  -1.750   0.2256   0.10164   0.09244  -0.0464   0.8281   0.5385
  -1.500   0.2004   0.10397   0.09482  -0.0408   0.8167   0.5437
  -1.250   0.2125   0.10328   0.09414  -0.0417   0.8110   0.5472
  -1.000   0.2075   0.10354   0.09448  -0.0379   0.8010   0.5495
  -0.750   0.2290   0.10244   0.09343  -0.0389   0.7954   0.5538
  -0.500   0.2155   0.10399   0.09502  -0.0351   0.7892   0.5597
  -0.250   0.1515   0.10875   0.09983  -0.0248   0.7822   0.5632
   0.000   0.1962   0.10556   0.09671  -0.0286   0.7773   0.5661
   0.250   0.1969   0.10595   0.09716  -0.0263   0.7723   0.5705
   0.500   0.1611   0.10869   0.09998  -0.0193   0.7690   0.5749
   0.750   0.1049   0.11240   0.10374  -0.0106   0.7679   0.5803
   1.000   0.1202   0.11137   0.10279  -0.0104   0.7645   0.5830
   1.250   0.1220   0.11168   0.10317  -0.0086   0.7626   0.5877
   1.500   0.0817   0.11431   0.10587  -0.0018   0.7660   0.5941
   1.750  -0.0557   0.12155   0.11334   0.0162   0.8531   0.5892
   2.000  -0.0397   0.12085   0.11264   0.0153   0.8283   0.5984
   2.250   0.0094   0.11914   0.11097   0.0109   0.8088   0.6039
   2.500  -0.1487   0.12280   0.11482   0.0345   0.9156   0.6017
   2.750  -0.1803   0.12406   0.11607   0.0401   0.9098   0.6135
   3.000  -0.1512   0.12268   0.11477   0.0376   0.9054   0.6159
   3.250  -0.1317   0.12186   0.11403   0.0366   0.8963   0.6209
   3.500  -0.1488   0.12254   0.11472   0.0404   0.8914   0.6315
   3.750  -0.1300   0.12118   0.11344   0.0396   0.8817   0.6352
   4.000  -0.1407   0.12225   0.11453   0.0427   0.8762   0.6479
   4.250  -0.1241   0.12054   0.11291   0.0424   0.8659   0.6515
   4.750  -0.1132   0.11997   0.11247   0.0446   0.8491   0.6690
   5.000  -0.1047   0.12097   0.11351   0.0452   0.8431   0.6829
   5.250  -0.0975   0.11964   0.11227   0.0464   0.8314   0.6906
   5.500  -0.0836   0.12011   0.11281   0.0463   0.8251   0.7033
   5.750  -0.0874   0.11929   0.11206   0.0494   0.8135   0.7175
   6.000  -0.0788   0.11949   0.11234   0.0504   0.8063   0.7335
   6.250  -0.0608   0.11947   0.11242   0.0501   0.7947   0.7501
   6.500  -0.0542   0.11924   0.11228   0.0514   0.7851   0.7666
   6.750  -0.0076   0.12061   0.11378   0.0462   0.7754   0.7864
   7.000  -0.0021   0.11984   0.11312   0.0475   0.7626   0.8045
   7.250   0.0234   0.12062   0.11403   0.0458   0.7535   0.8334
   7.500   0.0774   0.12215   0.11573   0.0394   0.7411   0.8657
   7.750   0.0992   0.12214   0.11585   0.0370   0.7270   0.8864
   8.000   0.1248   0.12301   0.11686   0.0340   0.7147   0.9120
   8.250   0.1709   0.12455   0.11855   0.0268   0.7025   0.9325
   8.500   0.2312   0.12714   0.12133   0.0177   0.6880   0.9560
   8.750   0.2644   0.12804   0.12239   0.0117   0.6714   0.9712
   9.000   0.2931   0.12923   0.12372   0.0064   0.6551   0.9836
   9.250   0.3161   0.13060   0.12523   0.0021   0.6392   0.9929
   9.500   0.3336   0.13195   0.12670  -0.0014   0.6241   0.9987
   9.750   0.3303   0.13281   0.12761   0.0008   0.6154   0.9966
  10.000   0.2063   0.12365   0.11709  -0.0198   0.6217   0.5733
  10.250   0.2277   0.12524   0.11876  -0.0244   0.6074   0.5706
  10.500   0.2522   0.12739   0.12100  -0.0289   0.5940   0.5704
  10.750   0.2855   0.13033   0.12404  -0.0339   0.5811   0.5716
  11.000   0.3248   0.13367   0.12750  -0.0393   0.5655   0.5731
  11.250   0.3554   0.13633   0.13026  -0.0440   0.5489   0.5743
  11.500   0.3698   0.13790   0.13192  -0.0472   0.5327   0.5746
  11.750   0.3832   0.13985   0.13396  -0.0506   0.5172   0.5749
  12.000   0.4036   0.14241   0.13660  -0.0545   0.5011   0.5756
  12.250   0.4237   0.14523   0.13949  -0.0587   0.4857   0.5769
  12.500   0.4506   0.14836   0.14269  -0.0636   0.4681   0.5789
  12.750   0.4641   0.15109   0.14552  -0.0659   0.4546   0.5813
  13.000   0.5724   0.14328   0.13786  -0.0619   0.3598   0.5944
  13.250   0.5911   0.14549   0.14015  -0.0647   0.3429   0.5977
  13.500   0.6075   0.14689   0.14168  -0.0651   0.3269   0.6010
  13.750   0.6286   0.14869   0.14358  -0.0667   0.3112   0.6047
  14.000   0.6509   0.15075   0.14573  -0.0692   0.2952   0.6087
  14.250   0.6776   0.15294   0.14798  -0.0724   0.2797   0.6140
  14.500   0.6601   0.15928   0.15435  -0.0767   0.2731   0.6142
  14.750   0.6759   0.16129   0.15649  -0.0770   0.2609   0.6191
  15.000   0.7010   0.16300   0.15829  -0.0783   0.2466   0.6260
  15.250   0.6899   0.16973   0.16504  -0.0834   0.2431   0.6270
  15.500   0.7141   0.17182   0.16722  -0.0848   0.2301   0.6331
  15.750   0.7075   0.17798   0.17341  -0.0891   0.2287   0.6347
  16.000   0.7072   0.18364   0.17911  -0.0931   0.2285   0.6371
  16.250   0.7174   0.18954   0.18506  -0.0969   0.2310   0.6411
<< Back to NREL's S814 Airfoil (s814-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


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