NREL's S816 Airfoil (s816-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S816 Airfoil (s816-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.87 at α=13° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s816-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s816-nr-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.2536 0.13390 0.12748 -0.0392 1.0000 0.4276
-11.750 -0.2699 0.13071 0.12441 -0.0398 1.0000 0.4091
-11.500 -0.3584 0.11742 0.11140 -0.0482 1.0000 0.2919
-11.250 -0.4128 0.10813 0.10238 -0.0526 1.0000 0.2604
-11.000 -0.4701 0.10228 0.09686 -0.0533 1.0000 0.2578
-10.750 -0.5118 0.10097 0.09581 -0.0489 1.0000 0.2579
-10.500 -0.5516 0.10053 0.09557 -0.0438 1.0000 0.2584
-10.250 -0.5950 0.09760 0.09281 -0.0413 1.0000 0.2588
-10.000 -0.6398 0.09353 0.08886 -0.0397 1.0000 0.2596
-9.750 -0.6862 0.08905 0.08449 -0.0381 1.0000 0.2610
-9.500 -0.6803 0.07640 0.07207 -0.0484 0.9792 0.2574
-9.250 -0.7247 0.07096 0.06660 -0.0468 0.9757 0.2584
-9.000 -0.7651 0.06680 0.06240 -0.0443 0.9724 0.2597
-8.750 -0.8069 0.06292 0.05841 -0.0410 0.9695 0.2608
-8.500 -0.8468 0.05961 0.05495 -0.0370 0.9675 0.2610
-8.250 -0.8842 0.05644 0.05151 -0.0330 0.9668 0.2596
-8.000 -0.8966 0.05430 0.04891 -0.0305 0.9670 0.2456
-7.500 -0.8677 0.06194 0.05409 -0.0319 0.9577 0.1726
-7.250 -0.8351 0.06162 0.05320 -0.0306 0.9557 0.1459
-7.000 -0.8096 0.06041 0.05160 -0.0289 0.9543 0.1286
-6.750 -0.7851 0.05932 0.05012 -0.0272 0.9529 0.1164
-6.500 -0.7659 0.05875 0.04897 -0.0249 0.9519 0.1070
-6.250 -0.0665 0.08299 0.07442 -0.0438 0.9388 0.8379
-6.000 -0.0555 0.08355 0.07478 -0.0425 0.9349 0.8562
-5.750 -0.0185 0.08175 0.07270 -0.0463 0.9312 0.8683
-5.500 -0.0003 0.08158 0.07235 -0.0472 0.9283 0.8723
-5.250 0.0064 0.08127 0.07194 -0.0456 0.9245 0.8752
-5.000 0.0134 0.08136 0.07193 -0.0441 0.9219 0.8804
-4.750 0.0116 0.08223 0.07273 -0.0409 0.9202 0.8868
-4.500 0.0254 0.08170 0.07210 -0.0408 0.9186 0.8902
-4.250 0.0364 0.08177 0.07208 -0.0401 0.9171 0.8966
-4.000 0.0427 0.08204 0.07229 -0.0386 0.9159 0.9025
-3.750 0.0592 0.08165 0.07179 -0.0391 0.9147 0.9074
-3.250 0.0576 0.08250 0.07260 -0.0333 0.9172 0.9228
-3.000 0.0574 0.08301 0.07309 -0.0306 0.9190 0.9319
-2.750 0.0660 0.08321 0.07326 -0.0296 0.9205 0.9421
-2.500 0.0769 0.08303 0.07304 -0.0293 0.9227 0.9495
-2.250 0.0915 0.08314 0.07310 -0.0297 0.9255 0.9606
-2.000 0.1101 0.08315 0.07308 -0.0310 0.9289 0.9727
-1.750 0.1154 0.08322 0.07315 -0.0300 0.9359 0.9857
-1.250 0.1277 0.08412 0.07404 -0.0285 0.9533 1.0000
-1.000 0.0174 0.08799 0.07804 -0.0028 1.0000 1.0000
-0.750 0.0233 0.08799 0.07802 -0.0016 1.0000 1.0000
-0.500 0.0292 0.08800 0.07800 -0.0003 1.0000 1.0000
-0.250 0.0350 0.08800 0.07799 0.0010 1.0000 1.0000
0.000 0.0408 0.08801 0.07799 0.0022 1.0000 1.0000
0.250 0.0465 0.08803 0.07801 0.0035 1.0000 1.0000
0.500 0.0521 0.08804 0.07803 0.0047 1.0000 1.0000
0.750 0.0577 0.08807 0.07806 0.0059 1.0000 1.0000
1.000 0.0631 0.08810 0.07809 0.0072 1.0000 1.0000
1.250 0.0684 0.08813 0.07813 0.0084 1.0000 1.0000
1.500 0.0736 0.08816 0.07818 0.0096 1.0000 1.0000
1.750 0.0787 0.08820 0.07824 0.0108 1.0000 1.0000
2.000 -0.4103 0.06715 0.05721 0.0880 1.0000 0.7487
2.250 -0.3989 0.06614 0.05613 0.0872 1.0000 0.7456
2.500 -0.3803 0.06551 0.05541 0.0845 0.9976 0.7427
2.750 -0.3530 0.06547 0.05527 0.0796 0.9923 0.7401
3.000 -0.3227 0.06563 0.05535 0.0743 0.9854 0.7384
3.250 -0.2951 0.06579 0.05543 0.0699 0.9797 0.7374
3.500 -0.2636 0.06648 0.05607 0.0653 0.9722 0.7374
3.750 -0.2396 0.06663 0.05619 0.0624 0.9654 0.7376
4.000 -0.2080 0.06776 0.05729 0.0584 0.9581 0.7385
4.250 -0.1877 0.06782 0.05735 0.0567 0.9500 0.7397
4.500 -0.1546 0.06948 0.05901 0.0525 0.9431 0.7417
4.750 -0.1361 0.06933 0.05889 0.0511 0.9337 0.7437
5.000 -0.1032 0.07110 0.06066 0.0468 0.9274 0.7465
5.250 -0.0794 0.07132 0.06090 0.0440 0.9167 0.7490
5.500 -0.0530 0.07216 0.06175 0.0404 0.9083 0.7515
5.750 -0.0233 0.07393 0.06360 0.0375 0.8997 0.7541
6.000 -0.0070 0.07411 0.06384 0.0368 0.8889 0.7566
6.250 0.0167 0.07534 0.06513 0.0344 0.8804 0.7598
6.500 0.0492 0.07720 0.06705 0.0303 0.8706 0.7639
6.750 0.0676 0.07776 0.06770 0.0287 0.8591 0.7675
7.000 0.0862 0.07904 0.06908 0.0279 0.8503 0.7715
7.250 0.1173 0.08123 0.07137 0.0245 0.8399 0.7769
7.500 0.1359 0.08197 0.07221 0.0225 0.8276 0.7816
7.750 0.1507 0.08306 0.07343 0.0222 0.8171 0.7855
8.000 0.1851 0.08613 0.07663 0.0185 0.8082 0.7915
8.250 0.2046 0.08714 0.07775 0.0164 0.7946 0.7968
8.500 0.2153 0.08796 0.07872 0.0167 0.7820 0.8014
8.750 0.2320 0.08949 0.08038 0.0155 0.7698 0.8075
9.000 0.2530 0.09149 0.08252 0.0136 0.7582 0.8139
9.250 0.2810 0.09428 0.08550 0.0113 0.7466 0.8217
9.500 0.3038 0.09641 0.08781 0.0094 0.7322 0.8292
9.750 0.3176 0.09782 0.08939 0.0089 0.7175 0.8363
10.000 0.3347 0.09968 0.09143 0.0077 0.7023 0.8444
10.250 0.3542 0.10189 0.09382 0.0066 0.6866 0.8537
10.500 0.3676 0.10368 0.09582 0.0062 0.6705 0.8627
10.750 0.3722 0.10475 0.09705 0.0062 0.6520 0.8717
11.000 0.3911 0.10635 0.09887 0.0059 0.6287 0.8838
11.250 0.4384 0.10410 0.09691 0.0079 0.5608 0.9038
11.500 0.5122 0.09934 0.09264 0.0093 0.5057 0.9399
11.750 0.5406 0.09817 0.09181 0.0080 0.4708 0.9813
12.000 0.6212 0.09322 0.08733 0.0048 0.4292 1.0000
12.250 0.8731 0.05637 0.05070 0.0112 0.2830 1.0000
12.500 0.8896 0.05781 0.05123 0.0121 0.2210 1.0000
12.750 0.9231 0.05913 0.05202 0.0118 0.1808 1.0000
13.000 1.0038 0.05951 0.05191 0.0103 0.1422 1.0000
13.250 1.0493 0.06237 0.05494 0.0088 0.1259 1.0000
13.500 1.0931 0.06617 0.05887 0.0072 0.1143 1.0000
13.750 1.0884 0.07000 0.06312 0.0077 0.1108 1.0000
14.000 1.1289 0.07474 0.06781 0.0060 0.1023 1.0000
14.250 1.1121 0.07884 0.07227 0.0070 0.1017 1.0000
14.500 1.0917 0.08330 0.07706 0.0075 0.1013 1.0000
14.750 1.0703 0.08820 0.08225 0.0076 0.1012 1.0000
15.000 1.0466 0.09350 0.08781 0.0071 0.1012 1.0000
15.250 1.0237 0.09927 0.09380 0.0060 0.1016 1.0000
15.500 0.9994 0.10551 0.10022 0.0044 0.1020 1.0000
15.750 0.9767 0.11226 0.10712 0.0022 0.1025 1.0000
16.000 0.8612 0.13077 0.12596 -0.0093 0.1172 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S816 Airfoil (s816-nr)