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=5


Details Polar file
Airfoil: NREL's S815 Airfoil (s815-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.96 at α=15.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s815-nr-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-s815-nr-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.1680   0.14629   0.13556  -0.0214   1.0000   0.3664
  -9.500  -0.1635   0.14541   0.13472  -0.0204   1.0000   0.3702
  -9.250  -0.1666   0.14514   0.13449  -0.0193   1.0000   0.3734
  -9.000  -0.1724   0.14498   0.13438  -0.0181   1.0000   0.3746
  -8.750  -0.1785   0.14478   0.13422  -0.0167   1.0000   0.3752
  -8.500  -0.1807   0.14401   0.13354  -0.0153   1.0000   0.3756
  -8.250  -0.1669   0.14151   0.13112  -0.0141   1.0000   0.3765
  -8.000  -0.1451   0.13899   0.12866  -0.0150   0.9978   0.3783
  -7.750  -0.1087   0.13586   0.12552  -0.0197   0.9912   0.3813
  -7.500  -0.0781   0.13314   0.12280  -0.0240   0.9835   0.3851
  -7.250  -0.0541   0.13100   0.12065  -0.0282   0.9760   0.3894
  -7.000  -0.0384   0.12938   0.11900  -0.0320   0.9669   0.3919
  -6.750  -0.0256   0.12779   0.11739  -0.0350   0.9560   0.3928
  -6.500  -0.0125   0.12614   0.11573  -0.0378   0.9448   0.3933
  -6.250   0.0275   0.12163   0.11127  -0.0414   0.9349   0.3946
  -6.000   0.0586   0.11842   0.10811  -0.0435   0.9206   0.3967
  -5.750   0.0852   0.11592   0.10565  -0.0454   0.9057   0.3997
  -5.500   0.1075   0.11381   0.10357  -0.0472   0.8912   0.4030
  -5.250   0.1265   0.11194   0.10171  -0.0491   0.8777   0.4066
  -5.000   0.1432   0.11029   0.10004  -0.0517   0.8678   0.4095
  -4.750   0.1543   0.10896   0.09870  -0.0532   0.8539   0.4106
  -4.500   0.1675   0.10746   0.09717  -0.0551   0.8414   0.4113
  -4.250   0.1965   0.10453   0.09422  -0.0588   0.8323   0.4120
  -4.000   0.2402   0.10059   0.09031  -0.0621   0.8193   0.4141
  -3.750   0.2822   0.09747   0.08716  -0.0666   0.8090   0.4169
  -3.500   0.3169   0.09499   0.08465  -0.0704   0.7969   0.4199
  -3.250   0.3442   0.09298   0.08257  -0.0734   0.7837   0.4221
  -3.000   0.3726   0.09097   0.08047  -0.0768   0.7721   0.4246
  -2.750   0.3901   0.08972   0.07916  -0.0784   0.7585   0.4269
  -2.500   0.4059   0.08854   0.07791  -0.0797   0.7458   0.4279
  -2.250   0.4242   0.08722   0.07651  -0.0815   0.7354   0.4287
  -1.750   0.4249   0.08258   0.07163  -0.0836   0.7156   0.3928
  -1.500   0.4537   0.08072   0.06982  -0.0843   0.7044   0.3902
  -1.250   0.4783   0.07891   0.06795  -0.0859   0.6962   0.3873
  -1.000   0.4869   0.07783   0.06690  -0.0852   0.6866   0.3847
  -0.750   0.4989   0.07650   0.06554  -0.0855   0.6787   0.3825
  -0.500   0.5045   0.07538   0.06442  -0.0850   0.6712   0.3805
  -0.250   0.5043   0.07444   0.06350  -0.0837   0.6635   0.3788
   0.000   0.5217   0.07332   0.06238  -0.0842   0.6575   0.3794
   0.250   0.5323   0.07269   0.06182  -0.0832   0.6510   0.3805
   0.500   0.5394   0.07212   0.06134  -0.0817   0.6444   0.3813
   0.750   0.5522   0.07123   0.06047  -0.0814   0.6391   0.3821
   1.000   0.5621   0.07038   0.05964  -0.0807   0.6341   0.3824
   1.250   0.5541   0.07011   0.05948  -0.0772   0.6275   0.3819
   1.500   0.5537   0.06941   0.05883  -0.0751   0.6220   0.3815
   1.750   0.5596   0.06844   0.05788  -0.0740   0.6178   0.3812
   2.000   0.5511   0.06810   0.05762  -0.0705   0.6129   0.3811
   2.250   0.5272   0.06832   0.05797  -0.0644   0.6072   0.3809
   2.500   0.5121   0.06812   0.05785  -0.0599   0.6026   0.3810
   2.750   0.5101   0.06747   0.05723  -0.0575   0.5989   0.3814
   3.000   0.5134   0.06687   0.05667  -0.0558   0.5952   0.3827
   3.250   0.4421   0.06867   0.05866  -0.0430   0.5873   0.3826
   3.500   0.4190   0.06875   0.05880  -0.0377   0.5820   0.3838
   3.750   0.4205   0.06786   0.05794  -0.0365   0.5786   0.3855
   4.250   0.2923   0.07137   0.06162  -0.0188   0.5624   0.3861
   4.500   0.3050   0.06969   0.05993  -0.0207   0.5592   0.3878
   4.750   0.3323   0.06708   0.05729  -0.0251   0.5569   0.3897
   5.250   0.2995   0.06737   0.05750  -0.0314   0.5402   0.3935
   5.500   0.3285   0.06688   0.05711  -0.0313   0.5380   0.3946
   6.000   0.3058   0.07160   0.06205  -0.0295   0.5212   0.3965
   6.250   0.3367   0.07109   0.06163  -0.0299   0.5187   0.3985
   6.750   0.3358   0.07480   0.06550  -0.0315   0.5027   0.4023
   7.000   0.3792   0.07369   0.06442  -0.0359   0.4997   0.4063
   7.500   0.4170   0.07575   0.06648  -0.0452   0.4839   0.4123
   7.750   0.4468   0.07560   0.06647  -0.0453   0.4804   0.4140
   8.250   0.4588   0.07923   0.07033  -0.0460   0.4640   0.4168
   8.500   0.4966   0.07867   0.06987  -0.0472   0.4605   0.4197
   8.750   0.4849   0.08214   0.07342  -0.0482   0.4479   0.4211
   9.000   0.5260   0.08176   0.07311  -0.0512   0.4430   0.4261
   9.500   0.5581   0.08467   0.07618  -0.0545   0.4255   0.4324
   9.750   0.5942   0.08379   0.07548  -0.0540   0.4220   0.4356
  10.000   0.5796   0.08770   0.07950  -0.0546   0.4077   0.4369
  10.250   0.6209   0.08663   0.07855  -0.0553   0.4036   0.4414
  10.500   0.6130   0.09031   0.08230  -0.0568   0.3894   0.4435
  10.750   0.6667   0.08870   0.08072  -0.0597   0.3850   0.4496
  11.000   0.6546   0.09254   0.08468  -0.0603   0.3703   0.4506
  11.250   0.6862   0.09162   0.08394  -0.0594   0.3652   0.4538
  11.500   0.6827   0.09471   0.08716  -0.0601   0.3514   0.4559
  11.750   0.6831   0.09759   0.09015  -0.0610   0.3385   0.4585
  12.000   0.7244   0.09618   0.08882  -0.0618   0.3323   0.4655
  12.250   0.7257   0.09943   0.09214  -0.0637   0.3180   0.4689
  12.750   0.7590   0.10047   0.09352  -0.0629   0.2990   0.4758
  13.000   0.7614   0.10340   0.09655  -0.0641   0.2855   0.4789
  13.250   0.8136   0.10006   0.09324  -0.0645   0.2803   0.4876
  13.500   0.8108   0.10343   0.09675  -0.0653   0.2662   0.4896
  14.000   0.8571   0.10251   0.09609  -0.0642   0.2475   0.5003
  14.250   0.8655   0.10523   0.09883  -0.0660   0.2339   0.5056
  14.500   0.8855   0.10529   0.09898  -0.0656   0.2235   0.5104
  14.750   0.9184   0.10319   0.09690  -0.0642   0.2135   0.5171
  15.000   0.9231   0.10628   0.10002  -0.0657   0.2003   0.5220
  15.250   0.9376   0.10784   0.10155  -0.0665   0.1885   0.5279
  15.500   0.9606   0.10718   0.10081  -0.0654   0.1779   0.5339
  15.750   0.9644   0.11033   0.10399  -0.0667   0.1666   0.5389
  16.000   0.9692   0.11378   0.10741  -0.0686   0.1562   0.5445
  16.250   0.9853   0.11449   0.10803  -0.0684   0.1472   0.5499
  16.500   0.9824   0.11883   0.11251  -0.0703   0.1384   0.5536
  16.750   0.9907   0.12144   0.11507  -0.0715   0.1306   0.5598
  17.000   0.9970   0.12458   0.11821  -0.0733   0.1230   0.5659
  17.250   0.9983   0.12814   0.12185  -0.0748   0.1167   0.5701
  17.500   1.0008   0.13172   0.12551  -0.0767   0.1106   0.5754
  17.750   1.0078   0.13488   0.12864  -0.0786   0.1051   0.5823
  18.000   0.9992   0.14082   0.13478  -0.0821   0.1000   0.5856
  18.250   1.0221   0.14022   0.13402  -0.0812   0.0955   0.5943
  18.500   0.9879   0.15167   0.14588  -0.0885   0.0915   0.5930
  18.750   0.9849   0.15688   0.15117  -0.0919   0.0874   0.5979
  19.000   0.9984   0.15847   0.15273  -0.0929   0.0840   0.6062
<< Back to NREL's S815 Airfoil (s815-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


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