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 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
<< Back to NREL's S816 Airfoil (s816-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S816 Airfoil (s816-nr)