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

Polar data table (+)

Polar graphs


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