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