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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S815 Airfoil (s815-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.24 at α=-1.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s815-nr-50000.txt
Download as CSV file: xf-s815-nr-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -16.250  -0.3504   0.19110   0.18044  -0.0232   1.0000   0.3537
 -16.000  -0.3546   0.19260   0.18191  -0.0235   1.0000   0.3571
 -15.750  -0.3573   0.19286   0.18216  -0.0238   1.0000   0.3585
 -15.500  -0.3362   0.18707   0.17633  -0.0243   1.0000   0.3600
 -15.250  -0.3209   0.18382   0.17305  -0.0245   1.0000   0.3623
 -15.000  -0.3092   0.18162   0.17082  -0.0247   1.0000   0.3650
 -14.750  -0.3001   0.17992   0.16910  -0.0248   1.0000   0.3682
 -14.500  -0.2953   0.17913   0.16830  -0.0250   1.0000   0.3722
 -14.250  -0.3125   0.18378   0.17293  -0.0246   1.0000   0.3752
 -14.000  -0.2983   0.17937   0.16852  -0.0249   1.0000   0.3762
 -13.750  -0.2794   0.17482   0.16396  -0.0252   1.0000   0.3777
 -13.500  -0.2647   0.17190   0.16103  -0.0252   1.0000   0.3796
 -13.250  -0.2527   0.16977   0.15889  -0.0252   1.0000   0.3823
 -13.000  -0.2433   0.16816   0.15727  -0.0251   1.0000   0.3856
 -12.750  -0.2381   0.16730   0.15641  -0.0249   1.0000   0.3895
 -12.500  -0.2490   0.16988   0.15899  -0.0242   1.0000   0.3927
 -12.250  -0.2499   0.16945   0.15859  -0.0238   1.0000   0.3938
 -12.000  -0.2292   0.16446   0.15360  -0.0240   1.0000   0.3949
 -11.750  -0.2129   0.16119   0.15034  -0.0239   1.0000   0.3967
 -11.500  -0.1998   0.15894   0.14811  -0.0236   1.0000   0.3991
 -11.250  -0.1895   0.15728   0.14647  -0.0232   1.0000   0.4022
 -11.000  -0.1827   0.15611   0.14532  -0.0227   1.0000   0.4057
 -10.750  -0.1833   0.15622   0.14545  -0.0220   1.0000   0.4094
 -10.250  -0.1880   0.15600   0.14531  -0.0202   1.0000   0.4124
 -10.000  -0.1699   0.15217   0.14151  -0.0200   1.0000   0.4138
  -9.750  -0.1555   0.14960   0.13899  -0.0194   1.0000   0.4158
  -9.500  -0.1448   0.14787   0.13732  -0.0186   1.0000   0.4185
  -9.250  -0.1377   0.14668   0.13618  -0.0177   1.0000   0.4218
  -9.000  -0.1353   0.14612   0.13568  -0.0165   1.0000   0.4256
  -8.750  -0.1473   0.14793   0.13755  -0.0146   1.0000   0.4291
  -8.500  -0.1650   0.15015   0.13984  -0.0122   1.0000   0.4305
  -8.250  -0.1474   0.14600   0.13577  -0.0116   1.0000   0.4315
  -8.000  -0.1358   0.14352   0.13339  -0.0104   1.0000   0.4330
  -7.750  -0.1295   0.14215   0.13213  -0.0087   1.0000   0.4349
  -7.500  -0.1282   0.14162   0.13171  -0.0066   1.0000   0.4375
  -7.250  -0.1324   0.14180   0.13200  -0.0040   1.0000   0.4405
  -7.000  -0.1432   0.14278   0.13311  -0.0010   1.0000   0.4440
  -6.750  -0.1677   0.14572   0.13616   0.0026   1.0000   0.4475
  -6.250  -0.1624   0.14516   0.13572   0.0009   0.9927   0.4505
  -6.000  -0.1095   0.14030   0.13085  -0.0070   0.9813   0.4526
  -5.750  -0.0656   0.13682   0.12737  -0.0137   0.9691   0.4557
  -5.500  -0.0297   0.13421   0.12476  -0.0194   0.9570   0.4598
  -5.250  -0.0068   0.13321   0.12374  -0.0241   0.9456   0.4656
  -5.000  -0.0040   0.13438   0.12489  -0.0272   0.9351   0.4688
  -4.750   0.0419   0.12900   0.11954  -0.0323   0.9222   0.4705
  -4.500   0.0796   0.12546   0.11603  -0.0365   0.9101   0.4731
  -4.250   0.1232   0.12212   0.11269  -0.0425   0.9026   0.4769
  -4.000   0.1421   0.12068   0.11127  -0.0442   0.8891   0.4811
  -3.750   0.1430   0.12157   0.11216  -0.0445   0.8770   0.4861
  -3.500   0.1620   0.12019   0.11078  -0.0478   0.8698   0.4885
  -3.250   0.1906   0.11696   0.10760  -0.0493   0.8576   0.4905
  -3.000   0.2383   0.11310   0.10377  -0.0548   0.8519   0.4944
  -2.750   0.2464   0.11273   0.10345  -0.0538   0.8394   0.4982
  -2.500   0.2693   0.11165   0.10237  -0.0568   0.8336   0.5043
  -2.250   0.2185   0.11750   0.10823  -0.0491   0.8201   0.5070
  -2.000   0.2821   0.11086   0.10164  -0.0561   0.8155   0.5089
  -1.750   0.2877   0.11042   0.10127  -0.0540   0.8051   0.5109
  -1.500   0.3103   0.10896   0.09987  -0.0551   0.7983   0.5143
  -1.250   0.3456   0.10673   0.09766  -0.0588   0.7946   0.5198
  -1.000   0.2899   0.11187   0.10289  -0.0479   0.7814   0.5222
  -0.750   0.2615   0.11534   0.10635  -0.0439   0.7762   0.5267
  -0.500   0.2443   0.11636   0.10747  -0.0385   0.7681   0.5277
  -0.250   0.2381   0.11696   0.10815  -0.0351   0.7625   0.5295
   0.000   0.2540   0.11624   0.10750  -0.0351   0.7584   0.5329
   0.250   0.2782   0.11518   0.10649  -0.0367   0.7550   0.5387
   0.500   0.2198   0.12006   0.11145  -0.0267   0.7506   0.5412
   0.750   0.1408   0.12683   0.11821  -0.0160   0.7508   0.5456
   1.000   0.1413   0.12633   0.11783  -0.0142   0.7505   0.5467
   1.250  -0.0368   0.13834   0.13016   0.0092   0.8568   0.5426
   1.500  -0.0271   0.13781   0.12962   0.0084   0.8348   0.5470
   1.750   0.0174   0.13530   0.12718   0.0047   0.8151   0.5500
   2.000   0.0571   0.13350   0.12539   0.0017   0.7919   0.5552
   2.250  -0.0882   0.13982   0.13192   0.0219   0.9031   0.5529
   2.500  -0.0936   0.13930   0.13145   0.0244   0.8986   0.5572
   2.750  -0.1403   0.14111   0.13323   0.0309   0.8909   0.5651
   3.000  -0.0965   0.13997   0.13218   0.0261   0.8854   0.5672
   3.250  -0.0925   0.13828   0.13057   0.0278   0.8761   0.5696
   3.500  -0.0697   0.13860   0.13095   0.0258   0.8694   0.5750
   3.750  -0.1333   0.13995   0.13226   0.0357   0.8632   0.5840
   4.000  -0.0927   0.13822   0.13063   0.0315   0.8531   0.5860
   4.250  -0.0759   0.13761   0.13011   0.0310   0.8465   0.5892
   4.500  -0.0653   0.13729   0.12985   0.0313   0.8359   0.5953
   4.750  -0.0814   0.13860   0.13116   0.0344   0.8311   0.6044
   5.000  -0.0712   0.13673   0.12940   0.0352   0.8185   0.6073
   5.250  -0.0453   0.13824   0.13097   0.0330   0.8125   0.6165
   5.500  -0.0924   0.13663   0.12938   0.0417   0.8018   0.6232
   5.750  -0.0421   0.13736   0.13023   0.0360   0.7940   0.6281
   6.000  -0.0600   0.13611   0.12903   0.0407   0.7821   0.6350
   6.250  -0.0552   0.13669   0.12966   0.0416   0.7752   0.6437
   6.500  -0.0564   0.13555   0.12860   0.0437   0.7640   0.6479
   6.750  -0.0726   0.13592   0.12899   0.0483   0.7567   0.6608
   7.000  -0.0601   0.13515   0.12832   0.0480   0.7458   0.6645
   7.250  -0.0757   0.13538   0.12857   0.0530   0.7377   0.6790
   7.500  -0.0581   0.13489   0.12819   0.0517   0.7272   0.6829
   7.750  -0.0657   0.13498   0.12833   0.0556   0.7183   0.6980
   8.000  -0.0488   0.13476   0.12823   0.0543   0.7074   0.7030
   8.250  -0.0415   0.13507   0.12860   0.0559   0.6980   0.7183
   8.500  -0.0589   0.13490   0.12849   0.0609   0.6908   0.7343
   9.000  -0.0188   0.13529   0.12912   0.0582   0.6663   0.7583
   9.250   0.0059   0.13688   0.13083   0.0581   0.6571   0.7886
   9.500   0.0180   0.13659   0.13066   0.0568   0.6431   0.7986
   9.750   0.0587   0.13885   0.13308   0.0529   0.6340   0.8276
  10.750   0.0580   0.13459   0.12842   0.0256   0.5965   0.6242
  11.000   0.0189   0.13268   0.12662   0.0359   0.5858   0.6460
  11.250   0.0028   0.13335   0.12747   0.0499   0.5786   0.7006
  11.500  -0.0300   0.13279   0.12705   0.0646   0.5737   0.7550
  11.750  -0.0387   0.13233   0.12680   0.0782   0.5614   0.8317
  12.000   0.1193   0.14300   0.13796   0.0549   0.5364   0.9098
  12.250   0.2457   0.14410   0.13823  -0.0244   0.5136   0.5600
  12.500   0.3004   0.14874   0.14296  -0.0315   0.4976   0.5600
  12.750   0.2949   0.14836   0.14266  -0.0338   0.4832   0.5595
  13.000   0.3121   0.15086   0.14522  -0.0383   0.4711   0.5598
  13.250   0.3541   0.15522   0.14966  -0.0448   0.4576   0.5617
  13.500   0.3981   0.15949   0.15402  -0.0511   0.4399   0.5657
  13.750   0.3840   0.15938   0.15397  -0.0528   0.4284   0.5663
  14.000   0.4031   0.16289   0.15760  -0.0535   0.4193   0.5698
  14.250   0.4378   0.16683   0.16166  -0.0558   0.4023   0.5748
  14.500   0.4230   0.16748   0.16235  -0.0591   0.3956   0.5751
  14.750   0.4611   0.17239   0.16734  -0.0640   0.3828   0.5798
  15.000   0.5023   0.17715   0.17213  -0.0701   0.3658   0.5842
  15.250   0.4908   0.17858   0.17360  -0.0735   0.3627   0.5847
  15.500   0.5223   0.18295   0.17812  -0.0737   0.3481   0.5893
  15.750   0.5125   0.18440   0.17960  -0.0775   0.3450   0.5902
  16.000   0.5511   0.18995   0.18524  -0.0799   0.3308   0.5973
  16.250   0.5412   0.19098   0.18627  -0.0846   0.3265   0.5987
  16.500   0.5807   0.19711   0.19251  -0.0864   0.3137   0.6065
  16.750   0.5682   0.19751   0.19292  -0.0904   0.3092   0.6076
  17.000   0.6093   0.20435   0.19986  -0.0917   0.2968   0.6166
<< Back to NREL's S815 Airfoil (s815-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


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