NREL's S814 Airfoil (s814-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S814 Airfoil (s814-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.92 at α=14° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s814-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s814-nr-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2130 0.13742 0.12679 -0.0236 1.0000 0.3723
-9.750 -0.2156 0.13680 0.12618 -0.0228 1.0000 0.3748
-9.500 -0.2238 0.13662 0.12603 -0.0217 1.0000 0.3761
-9.250 -0.2159 0.13465 0.12410 -0.0209 1.0000 0.3771
-9.000 -0.1990 0.13225 0.12173 -0.0201 1.0000 0.3789
-8.750 -0.1881 0.13070 0.12023 -0.0191 1.0000 0.3811
-8.500 -0.1814 0.12951 0.11910 -0.0179 1.0000 0.3834
-8.250 -0.1780 0.12855 0.11819 -0.0165 1.0000 0.3857
-8.000 -0.1783 0.12788 0.11759 -0.0149 1.0000 0.3884
-7.750 -0.1858 0.12776 0.11753 -0.0130 1.0000 0.3910
-7.500 -0.1853 0.12703 0.11681 -0.0142 0.9964 0.3925
-7.250 -0.1569 0.12398 0.11374 -0.0188 0.9892 0.3937
-7.000 -0.1152 0.12030 0.11005 -0.0232 0.9822 0.3960
-6.750 -0.0821 0.11751 0.10725 -0.0271 0.9738 0.3988
-6.500 -0.0524 0.11501 0.10473 -0.0313 0.9663 0.4015
-6.250 -0.0303 0.11284 0.10256 -0.0342 0.9549 0.4045
-6.000 -0.0160 0.11123 0.10094 -0.0367 0.9424 0.4077
-5.750 -0.0086 0.11005 0.09975 -0.0387 0.9286 0.4092
-5.500 0.0085 0.10789 0.09760 -0.0407 0.9148 0.4102
-5.250 0.0460 0.10445 0.09419 -0.0433 0.9029 0.4123
-5.000 0.0786 0.10177 0.09153 -0.0462 0.8923 0.4150
-4.750 0.1013 0.09969 0.08946 -0.0479 0.8786 0.4172
-4.500 0.1225 0.09767 0.08745 -0.0497 0.8656 0.4192
-4.250 0.1442 0.09568 0.08545 -0.0519 0.8544 0.4216
-4.000 0.1636 0.09393 0.08366 -0.0546 0.8444 0.4244
-3.000 0.2447 0.08303 0.07249 -0.0672 0.7976 0.3900
-2.750 0.2736 0.08068 0.07009 -0.0700 0.7861 0.3870
-2.500 0.2989 0.07845 0.06778 -0.0730 0.7756 0.3845
-2.250 0.3142 0.07693 0.06622 -0.0739 0.7626 0.3834
-2.000 0.3331 0.07547 0.06471 -0.0752 0.7513 0.3839
-1.750 0.3549 0.07396 0.06314 -0.0768 0.7412 0.3848
-1.500 0.3658 0.07291 0.06209 -0.0766 0.7295 0.3851
-1.250 0.3819 0.07153 0.06066 -0.0774 0.7200 0.3846
-1.000 0.3905 0.07039 0.05951 -0.0770 0.7098 0.3835
-0.750 0.3996 0.06922 0.05833 -0.0767 0.7011 0.3826
-0.500 0.4063 0.06819 0.05731 -0.0760 0.6925 0.3821
-0.250 0.4153 0.06710 0.05621 -0.0756 0.6854 0.3818
0.000 0.4155 0.06636 0.05551 -0.0736 0.6771 0.3815
0.250 0.4309 0.06525 0.05438 -0.0738 0.6712 0.3823
0.500 0.4261 0.06501 0.05424 -0.0704 0.6630 0.3834
0.750 0.4316 0.06425 0.05350 -0.0689 0.6566 0.3846
1.000 0.4329 0.06360 0.05288 -0.0670 0.6507 0.3859
1.250 0.4226 0.06328 0.05265 -0.0634 0.6435 0.3865
1.500 0.4277 0.06229 0.05167 -0.0626 0.6385 0.3870
1.750 0.4268 0.06149 0.05091 -0.0610 0.6335 0.3874
2.000 0.4078 0.06127 0.05078 -0.0566 0.6265 0.3877
2.250 0.4119 0.06015 0.04967 -0.0562 0.6217 0.3884
2.500 0.4248 0.05862 0.04812 -0.0576 0.6178 0.3895
2.750 0.3872 0.05874 0.04835 -0.0515 0.6093 0.3903
3.000 0.3954 0.05663 0.04618 -0.0547 0.6047 0.3935
3.250 0.4241 0.05632 0.04596 -0.0550 0.6018 0.3948
3.500 0.3760 0.05766 0.04743 -0.0465 0.5927 0.3954
3.750 0.3874 0.05758 0.04743 -0.0455 0.5880 0.3969
4.000 0.4192 0.05677 0.04668 -0.0475 0.5850 0.3990
4.500 0.3934 0.05834 0.04839 -0.0434 0.5706 0.4014
4.750 0.4335 0.05694 0.04700 -0.0479 0.5678 0.4039
5.250 0.4578 0.05768 0.04770 -0.0556 0.5534 0.4099
5.500 0.4857 0.05757 0.04773 -0.0553 0.5506 0.4114
6.000 0.4815 0.06162 0.05201 -0.0532 0.5350 0.4143
6.250 0.5199 0.06088 0.05138 -0.0546 0.5325 0.4174
6.750 0.5395 0.06430 0.05493 -0.0581 0.5165 0.4229
7.000 0.5967 0.06267 0.05331 -0.0632 0.5144 0.4274
7.500 0.6053 0.06669 0.05760 -0.0626 0.4978 0.4301
8.000 0.6252 0.07002 0.06116 -0.0632 0.4813 0.4341
8.500 0.6606 0.07265 0.06394 -0.0661 0.4646 0.4413
9.000 0.6905 0.07519 0.06675 -0.0668 0.4475 0.4470
9.500 0.7223 0.07738 0.06922 -0.0669 0.4301 0.4530
10.000 0.7717 0.07861 0.07061 -0.0696 0.4123 0.4612
10.250 0.7642 0.08192 0.07405 -0.0696 0.3981 0.4624
10.500 0.8073 0.07963 0.07199 -0.0685 0.3943 0.4667
10.750 0.8010 0.08301 0.07548 -0.0689 0.3793 0.4690
11.750 0.8487 0.08847 0.08144 -0.0700 0.3312 0.4840
12.000 0.8541 0.09066 0.08376 -0.0705 0.3171 0.4873
12.250 0.8669 0.09214 0.08533 -0.0712 0.3040 0.4916
12.500 0.9114 0.08860 0.08194 -0.0699 0.2974 0.4979
13.000 0.9313 0.09156 0.08512 -0.0701 0.2694 0.5063
13.250 0.9526 0.09183 0.08543 -0.0703 0.2556 0.5126
13.500 0.9721 0.09163 0.08531 -0.0694 0.2420 0.5172
13.750 0.9925 0.09166 0.08532 -0.0689 0.2271 0.5229
14.000 1.0101 0.09254 0.08609 -0.0692 0.2114 0.5292
14.250 1.0206 0.09391 0.08742 -0.0688 0.1968 0.5334
14.500 1.0301 0.09569 0.08912 -0.0689 0.1831 0.5386
14.750 1.0403 0.09774 0.09100 -0.0695 0.1700 0.5449
15.000 1.0394 0.10145 0.09482 -0.0706 0.1583 0.5486
15.250 1.0421 0.10458 0.09798 -0.0714 0.1480 0.5530
15.500 1.0516 0.10671 0.09995 -0.0720 0.1387 0.5592
15.750 1.0520 0.11070 0.10405 -0.0736 0.1298 0.5639
16.000 1.0580 0.11333 0.10668 -0.0743 0.1225 0.5689
16.250 1.0597 0.11706 0.11051 -0.0758 0.1154 0.5744
16.500 1.0683 0.11957 0.11296 -0.0768 0.1092 0.5814
16.750 1.0648 0.12426 0.11789 -0.0789 0.1036 0.5857
17.000 1.0780 0.12588 0.11939 -0.0795 0.0984 0.5945
17.250 1.0723 0.13125 0.12500 -0.0822 0.0941 0.5989
17.500 1.0664 0.13664 0.13062 -0.0851 0.0900 0.6033
17.750 1.0808 0.13808 0.13198 -0.0857 0.0860 0.6134
18.000 1.0729 0.14401 0.13812 -0.0890 0.0830 0.6175
18.250 1.0397 0.15588 0.15036 -0.0966 0.0806 0.6158
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S814 Airfoil (s814-nr)