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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S815 Airfoil (s815-nr)