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 S815 Airfoil (s815-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S815 Airfoil (s815-nr)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 26.23 at α=12.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s815-nr-100000.txt
Download as CSV file: xf-s815-nr-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NREL's S815 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.000  -0.0426   0.12461   0.11748  -0.0300   0.9753   0.3643
  -6.750  -0.0089   0.12178   0.11464  -0.0350   0.9679   0.3671
  -6.500   0.0195   0.11928   0.11214  -0.0397   0.9602   0.3709
  -6.250   0.0011   0.12071   0.11350  -0.0441   0.9508   0.3759
  -6.000   0.0448   0.11569   0.10850  -0.0480   0.9403   0.3765
  -5.750   0.0930   0.11109   0.10392  -0.0533   0.9349   0.3775
  -5.500   0.1282   0.10768   0.10055  -0.0563   0.9219   0.3788
  -5.250   0.1620   0.10465   0.09754  -0.0595   0.9096   0.3807
  -5.000   0.1999   0.10151   0.09441  -0.0641   0.9028   0.3832
  -4.750   0.2262   0.09904   0.09196  -0.0667   0.8890   0.3863
  -4.500   0.1897   0.10262   0.09543  -0.0680   0.8749   0.3935
  -4.250   0.2496   0.09652   0.08935  -0.0742   0.8689   0.3941
  -4.000   0.3015   0.09186   0.08468  -0.0796   0.8559   0.3950
  -3.750   0.3613   0.08745   0.08023  -0.0875   0.8449   0.3965
  -3.500   0.4218   0.08355   0.07623  -0.0963   0.8316   0.3986
  -3.250   0.4715   0.08065   0.07320  -0.1034   0.8131   0.4013
  -3.000   0.5107   0.07857   0.07096  -0.1090   0.7936   0.4051
  -2.750   0.4720   0.08277   0.07499  -0.1078   0.7762   0.4118
  -2.500   0.5153   0.07899   0.07112  -0.1107   0.7593   0.4125
  -2.250   0.5511   0.07626   0.06833  -0.1127   0.7447   0.4134
  -2.000   0.5836   0.07421   0.06619  -0.1146   0.7326   0.4146
  -1.750   0.6065   0.07289   0.06485  -0.1148   0.7205   0.4162
  -1.500   0.6283   0.07182   0.06375  -0.1151   0.7107   0.4183
  -1.250   0.6448   0.07104   0.06297  -0.1147   0.7012   0.4210
  -1.000   0.6591   0.07053   0.06240  -0.1147   0.6935   0.4248
  -0.750   0.6064   0.07439   0.06632  -0.1090   0.6864   0.4305
  -0.500   0.6427   0.07156   0.06346  -0.1104   0.6789   0.4312
  -0.250   0.6733   0.06953   0.06145  -0.1111   0.6725   0.4323
   0.000   0.6952   0.06823   0.06025  -0.1105   0.6657   0.4338
   0.250   0.7185   0.06716   0.05919  -0.1105   0.6600   0.4360
   0.500   0.7413   0.06634   0.05833  -0.1110   0.6555   0.4390
   0.750   0.7460   0.06625   0.05841  -0.1086   0.6498   0.4426
   1.000   0.6865   0.06989   0.06212  -0.1015   0.6457   0.4494
   1.250   0.7210   0.06750   0.05976  -0.1025   0.6405   0.4502
   1.500   0.7572   0.06553   0.05777  -0.1042   0.6364   0.4513
   1.750   0.7733   0.06476   0.05717  -0.1026   0.6318   0.4527
   2.000   0.7869   0.06427   0.05681  -0.1008   0.6273   0.4547
   2.250   0.8006   0.06387   0.05651  -0.0995   0.6233   0.4575
   2.500   0.8116   0.06360   0.05629  -0.0982   0.6197   0.4617
   2.750   0.7528   0.06626   0.05897  -0.0902   0.6171   0.4688
   3.000   0.7753   0.06496   0.05782  -0.0891   0.6127   0.4697
   3.250   0.7885   0.06442   0.05746  -0.0867   0.6085   0.4709
   3.500   0.8056   0.06388   0.05704  -0.0852   0.6044   0.4730
   3.750   0.8232   0.06339   0.05662  -0.0841   0.6006   0.4759
   4.000   0.8378   0.06306   0.05631  -0.0832   0.5975   0.4810
   4.250   0.7356   0.06698   0.06035  -0.0675   0.5949   0.4883
   4.500   0.6745   0.06929   0.06294  -0.0535   0.5891   0.4887
   4.750   0.6610   0.06970   0.06350  -0.0469   0.5841   0.4897
   5.000   0.7200   0.06746   0.06130  -0.0519   0.5807   0.4917
   5.250   0.7719   0.06566   0.05951  -0.0563   0.5777   0.4952
   5.500   0.1623   0.09864   0.09280   0.0138   0.5538   0.4887
   5.750   0.1068   0.10251   0.09675   0.0190   0.5484   0.4890
   6.000   0.1091   0.10243   0.09675   0.0218   0.5435   0.4901
   6.250   0.1576   0.09965   0.09403   0.0223   0.5392   0.4926
   6.500   0.0175   0.11397   0.10854   0.0247   0.5950   0.4912
   6.750   0.0153   0.11160   0.10620   0.0290   0.5646   0.4931
   7.000   0.0301   0.11165   0.10631   0.0293   0.5608   0.4961
   7.250   0.0326   0.11251   0.10724   0.0286   0.5601   0.5003
   7.500   0.1209   0.10380   0.09843   0.0231   0.5084   0.5098
   7.750   0.1464   0.10230   0.09700   0.0245   0.5019   0.5119
   8.000   0.2146   0.09841   0.09315   0.0234   0.4982   0.5168
   8.250   0.3999   0.08598   0.08005  -0.0424   0.4816   0.4338
   8.500   0.3986   0.08842   0.08253  -0.0446   0.4698   0.4342
   8.750   0.4420   0.08725   0.08144  -0.0462   0.4633   0.4362
   9.000   0.4565   0.08868   0.08291  -0.0484   0.4529   0.4376
   9.250   0.4988   0.08792   0.08218  -0.0517   0.4448   0.4402
   9.500   0.6150   0.08271   0.07679  -0.0626   0.4416   0.4493
   9.750   0.5938   0.08700   0.08115  -0.0630   0.4259   0.4499
  10.000   0.6421   0.08401   0.07837  -0.0606   0.4232   0.4529
  10.250   0.7061   0.07979   0.07431  -0.0597   0.4217   0.4572
  10.500   0.6863   0.08433   0.07888  -0.0607   0.4049   0.4582
  10.750   0.6800   0.08782   0.08242  -0.0620   0.3896   0.4600
  11.000   0.7753   0.08182   0.07634  -0.0665   0.3871   0.4688
  11.250   0.8385   0.07598   0.07073  -0.0638   0.3863   0.4735
  11.500   0.9226   0.06814   0.06302  -0.0626   0.3867   0.4826
  11.750   1.1635   0.04716   0.04206  -0.0671   0.3892   0.5024
  12.000   1.1780   0.04730   0.04220  -0.0671   0.3758   0.5078
  12.250   1.2032   0.04589   0.04087  -0.0655   0.3625   0.5119
  12.500   1.2098   0.04612   0.04114  -0.0636   0.3475   0.5159
  12.750   1.2015   0.04795   0.04302  -0.0619   0.3308   0.5197
  13.000   1.1880   0.05089   0.04597  -0.0612   0.3117   0.5236
  13.250   1.1819   0.05350   0.04851  -0.0609   0.2897   0.5275
  13.500   1.1814   0.05521   0.05007  -0.0595   0.2671   0.5308
  13.750   1.1795   0.05740   0.05202  -0.0585   0.2448   0.5346
  14.000   1.1704   0.06088   0.05539  -0.0583   0.2245   0.5381
  14.250   1.1657   0.06431   0.05865  -0.0588   0.2055   0.5426
  14.500   1.1638   0.06758   0.06175  -0.0593   0.1882   0.5468
  14.750   1.1618   0.07050   0.06457  -0.0591   0.1736   0.5499
  15.000   1.1629   0.07325   0.06721  -0.0590   0.1603   0.5541
  15.250   1.1692   0.07569   0.06945  -0.0592   0.1478   0.5597
  15.500   1.1701   0.07930   0.07307  -0.0606   0.1373   0.5652
  15.750   1.1735   0.08192   0.07572  -0.0605   0.1280   0.5693
  16.000   1.1845   0.08374   0.07738  -0.0603   0.1191   0.5754
  16.250   1.1869   0.08721   0.08094  -0.0615   0.1118   0.5813
  16.500   1.1981   0.08930   0.08297  -0.0618   0.1049   0.5871
  16.750   1.2023   0.09215   0.08590  -0.0623   0.0991   0.5925
  17.000   1.2163   0.09423   0.08791  -0.0628   0.0934   0.6007
  17.250   1.2199   0.09736   0.09117  -0.0637   0.0889   0.6062
  17.500   1.2405   0.09822   0.09189  -0.0632   0.0840   0.6148
  17.750   1.2380   0.10268   0.09658  -0.0653   0.0808   0.6211
  18.000   1.2479   0.10480   0.09877  -0.0656   0.0773   0.6276
  18.250   1.2634   0.10671   0.10064  -0.0660   0.0740   0.6370
  18.500   1.2573   0.11145   0.10565  -0.0682   0.0718   0.6425
  18.750   1.2572   0.11510   0.10949  -0.0696   0.0696   0.6489
  19.000   1.2939   0.11420   0.10830  -0.0683   0.0664   0.6633
  19.250   1.2746   0.12058   0.11507  -0.0716   0.0655   0.6669
<< Back to NREL's S815 Airfoil (s815-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S815 Airfoil (s815-nr)