NREL's S816 Airfoil (s816-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S816 Airfoil (s816-nr) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 21.02 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s816-nr-100000.txt Download as CSV file: xf-s816-nr-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S816 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 -0.3042 0.12381 0.11981 -0.0628 1.0000 0.1048
-13.250 -0.3366 0.12551 0.12178 -0.0574 0.9995 0.1049
-13.000 -0.3743 0.11805 0.11432 -0.0641 0.9971 0.1055
-12.750 -0.3037 0.11605 0.11229 -0.0637 0.9908 0.1154
-12.500 -0.3379 0.10762 0.10387 -0.0703 0.9878 0.1191
-12.250 -0.3750 0.09947 0.09568 -0.0761 0.9849 0.1197
-12.000 -0.3386 0.09526 0.09150 -0.0779 0.9789 0.1304
-11.750 -0.3737 0.08673 0.08291 -0.0830 0.9745 0.1313
-11.500 -0.4065 0.07874 0.07482 -0.0879 0.9707 0.1310
-11.250 -0.4395 0.07173 0.06767 -0.0916 0.9617 0.1309
-11.000 -0.4670 0.06549 0.06125 -0.0952 0.9545 0.1313
-10.750 -0.4926 0.06045 0.05600 -0.0980 0.9437 0.1324
-10.500 -0.5222 0.05702 0.05229 -0.0986 0.9283 0.1339
-10.250 -0.5264 0.05159 0.04682 -0.0989 0.9165 0.1424
-10.000 -0.5427 0.04887 0.04386 -0.0972 0.9026 0.1475
-9.750 -0.5506 0.04449 0.03939 -0.0961 0.8922 0.1591
-9.500 -0.5719 0.04349 0.03798 -0.0922 0.8787 0.1652
-8.250 -0.3697 0.02754 0.01964 -0.0944 0.8545 0.0596
-8.000 -0.2900 0.03677 0.02825 -0.1021 0.8695 0.0584
-7.750 -0.2278 0.03630 0.02752 -0.1024 0.8635 0.0628
-7.500 -0.0891 0.04360 0.03538 -0.0984 0.8614 0.0954
-7.250 -0.0752 0.04329 0.03507 -0.0971 0.8538 0.1098
-7.000 -0.0778 0.04185 0.03364 -0.0955 0.8447 0.1225
-6.750 -0.0872 0.03955 0.03131 -0.0941 0.8382 0.1336
-6.500 -0.1044 0.03709 0.02888 -0.0920 0.8303 0.1430
-6.250 -0.1242 0.03417 0.02593 -0.0900 0.8245 0.1558
-6.000 -0.1480 0.03171 0.02348 -0.0870 0.8175 0.1669
-5.750 0.1763 0.05884 0.05097 -0.0874 0.8177 0.6629
-5.500 0.1984 0.05796 0.04998 -0.0879 0.8132 0.6641
-5.250 0.2190 0.05722 0.04910 -0.0881 0.8093 0.6650
-5.000 0.2372 0.05666 0.04848 -0.0881 0.8048 0.6664
-4.750 0.2545 0.05619 0.04796 -0.0879 0.8006 0.6681
-4.500 0.2708 0.05582 0.04751 -0.0876 0.7971 0.6704
-4.250 0.2559 0.05748 0.04916 -0.0832 0.7940 0.6760
-4.000 0.2796 0.05637 0.04800 -0.0839 0.7911 0.6766
-3.750 0.3018 0.05550 0.04712 -0.0845 0.7880 0.6774
-3.500 0.3238 0.05478 0.04638 -0.0849 0.7852 0.6785
-3.250 0.3452 0.05418 0.04574 -0.0853 0.7827 0.6801
-3.000 0.3656 0.05371 0.04524 -0.0854 0.7803 0.6823
-2.750 0.3825 0.05346 0.04496 -0.0849 0.7781 0.6858
-2.500 0.3651 0.05502 0.04660 -0.0799 0.7747 0.6916
-2.250 0.3869 0.05436 0.04596 -0.0804 0.7723 0.6927
-2.000 0.4069 0.05397 0.04560 -0.0805 0.7702 0.6942
-1.750 0.4245 0.05380 0.04546 -0.0803 0.7682 0.6963
-1.500 0.4384 0.05387 0.04555 -0.0794 0.7664 0.6995
-1.250 0.4164 0.05555 0.04728 -0.0732 0.7642 0.7067
-1.000 0.4446 0.05462 0.04634 -0.0745 0.7628 0.7078
-0.750 -0.3662 0.06704 0.06008 0.0307 0.8838 0.6295
-0.500 -0.3627 0.06596 0.05897 0.0340 0.8758 0.6271
-0.250 -0.3381 0.06462 0.05749 0.0304 0.8714 0.6210
0.000 -0.3085 0.06128 0.05385 0.0202 0.8687 0.6127
0.750 -0.2384 0.05955 0.05179 0.0133 0.8535 0.6096
1.000 -0.2238 0.05824 0.05040 0.0125 0.8439 0.6093
1.250 -0.1885 0.05846 0.05048 0.0082 0.8406 0.6096
1.500 -0.1730 0.05792 0.04986 0.0072 0.8345 0.6102
1.750 -0.1426 0.05784 0.04967 0.0040 0.8277 0.6116
2.000 -0.1021 0.05854 0.05021 -0.0013 0.8247 0.6137
2.250 -0.0927 0.05792 0.04954 -0.0009 0.8162 0.6150
2.500 -0.0626 0.05873 0.05035 -0.0027 0.8110 0.6161
2.750 -0.0248 0.06048 0.05210 -0.0058 0.8085 0.6175
3.000 -0.0236 0.05959 0.05120 -0.0035 0.7976 0.6187
3.250 0.0133 0.06100 0.05261 -0.0066 0.7941 0.6206
3.500 0.0193 0.06075 0.05235 -0.0053 0.7844 0.6223
3.750 0.0549 0.06188 0.05346 -0.0085 0.7798 0.6249
4.000 0.0673 0.06211 0.05366 -0.0086 0.7712 0.6272
4.250 0.1012 0.06303 0.05452 -0.0118 0.7655 0.6302
4.500 0.1404 0.06517 0.05674 -0.0147 0.7627 0.6323
4.750 0.1396 0.06468 0.05631 -0.0122 0.7507 0.6340
5.000 0.1791 0.06676 0.05846 -0.0152 0.7476 0.6372
5.250 0.1813 0.06656 0.05828 -0.0135 0.7356 0.6398
5.500 0.2252 0.06866 0.06038 -0.0178 0.7324 0.6444
5.750 0.2268 0.06859 0.06037 -0.0160 0.7201 0.6467
6.000 0.2684 0.07093 0.06284 -0.0188 0.7168 0.6501
6.250 0.2691 0.07086 0.06285 -0.0169 0.7040 0.6527
6.500 0.2797 0.07178 0.06383 -0.0167 0.6936 0.6560
6.750 0.3232 0.07348 0.06556 -0.0203 0.6874 0.6609
7.000 0.3277 0.07409 0.06628 -0.0189 0.6750 0.6632
7.250 0.3424 0.07525 0.06757 -0.0188 0.6641 0.6663
7.500 0.3978 0.07691 0.06936 -0.0224 0.6560 0.6721
7.750 0.4235 0.07741 0.06994 -0.0231 0.6402 0.6768
8.000 0.4797 0.07329 0.06601 -0.0218 0.5973 0.6826
8.250 0.5075 0.07329 0.06613 -0.0221 0.5830 0.6883
8.500 0.5310 0.07346 0.06644 -0.0221 0.5694 0.6932
8.750 0.5538 0.07358 0.06674 -0.0217 0.5568 0.6980
9.000 0.6212 0.07141 0.06478 -0.0238 0.5506 0.7068
9.250 0.6467 0.07039 0.06399 -0.0227 0.5364 0.7119
11.000 0.8936 0.05223 0.04768 -0.0152 0.4348 0.7734
11.250 0.9461 0.04502 0.03970 -0.0109 0.2911 0.7871
11.500 0.9253 0.04835 0.04224 -0.0081 0.2166 0.7944
11.750 0.9142 0.05116 0.04452 -0.0059 0.1722 0.8016
12.000 0.9175 0.05294 0.04594 -0.0044 0.1411 0.8119
12.250 0.9265 0.05410 0.04698 -0.0026 0.1207 0.8230
12.500 0.9420 0.05478 0.04754 -0.0010 0.1056 0.8363
12.750 0.9603 0.05537 0.04811 0.0006 0.0938 0.8524
13.000 0.9842 0.05571 0.04848 0.0023 0.0839 0.8722
13.500 1.0205 0.05658 0.04966 0.0062 0.0701 1.0000
13.750 1.0629 0.05858 0.05162 0.0038 0.0622 1.0000
14.000 1.0863 0.06119 0.05447 0.0026 0.0576 1.0000
14.250 1.1198 0.06431 0.05753 0.0010 0.0521 1.0000
14.500 1.1185 0.06778 0.06140 0.0012 0.0506 1.0000
14.750 1.1161 0.07166 0.06564 0.0013 0.0492 1.0000
15.000 1.1104 0.07556 0.06982 0.0013 0.0476 1.0000
15.250 1.1077 0.07916 0.07360 0.0010 0.0458 1.0000
15.500 1.1210 0.08244 0.07679 0.0003 0.0429 1.0000
15.750 1.1107 0.08816 0.08278 -0.0001 0.0424 1.0000
16.000 1.0935 0.09368 0.08857 -0.0008 0.0423 1.0000
16.250 1.0739 0.09902 0.09417 -0.0018 0.0423 1.0000
16.500 1.0526 0.10456 0.09996 -0.0034 0.0424 1.0000
16.750 1.0305 0.11015 0.10579 -0.0055 0.0427 1.0000
17.000 0.9414 0.12571 0.12204 -0.0141 0.0474 1.0000
17.250 0.9063 0.13686 0.13335 -0.0206 0.0497 1.0000
17.500 0.8824 0.14704 0.14360 -0.0265 0.0512 1.0000
17.750 0.8666 0.15640 0.15298 -0.0318 0.0521 1.0000
18.000 0.5704 0.18203 0.17929 -0.0344 0.1295 0.9070
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S816 Airfoil (s816-nr)