NREL's S816 Airfoil (s816-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S816 Airfoil (s816-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 12.87 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s816-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s816-nr-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.750 -0.4404 0.11722 0.11017 -0.0729 1.0000 0.0396
-13.500 -0.4439 0.11308 0.10605 -0.0736 1.0000 0.0393
-13.250 -0.4538 0.10867 0.10166 -0.0746 1.0000 0.0390
-13.000 -0.4661 0.10441 0.09741 -0.0753 1.0000 0.0388
-12.750 -0.4765 0.10056 0.09357 -0.0756 1.0000 0.0383
-12.500 -0.4966 0.09649 0.08947 -0.0759 1.0000 0.0382
-12.250 -0.5131 0.09294 0.08592 -0.0757 1.0000 0.0378
-12.000 -0.5313 0.08973 0.08269 -0.0749 1.0000 0.0375
-11.750 -0.5533 0.08688 0.07982 -0.0735 1.0000 0.0374
-11.500 -0.5749 0.08471 0.07767 -0.0712 1.0000 0.0372
-11.250 -0.5952 0.08230 0.07523 -0.0697 0.9962 0.0371
-11.000 -0.5949 0.07784 0.07050 -0.0733 0.9830 0.0368
-10.750 -0.5937 0.07391 0.06629 -0.0760 0.9679 0.0368
-10.500 -0.5915 0.07033 0.06241 -0.0777 0.9518 0.0370
-10.250 -0.5849 0.06693 0.05867 -0.0790 0.9367 0.0369
-10.000 -0.5734 0.06359 0.05500 -0.0800 0.9233 0.0368
-9.750 -0.5526 0.06007 0.05110 -0.0813 0.9134 0.0368
-9.500 -0.5222 0.05683 0.04751 -0.0824 0.9033 0.0370
-9.250 -0.4695 0.05330 0.04349 -0.0848 0.8993 0.0385
-9.000 -0.3598 0.05186 0.04188 -0.0876 0.9006 0.0446
-8.750 -0.2319 0.05524 0.04500 -0.0863 0.8999 0.0565
-8.500 -0.1811 0.05655 0.04619 -0.0854 0.8904 0.0665
-8.250 -0.1438 0.05696 0.04643 -0.0854 0.8815 0.0769
-8.000 -0.1201 0.05653 0.04602 -0.0854 0.8717 0.0890
-7.500 -0.0617 0.05870 0.04993 -0.0822 0.8543 0.2745
-7.250 -0.0851 0.05417 0.04512 -0.0827 0.8438 0.2461
-7.000 -0.1094 0.04973 0.04032 -0.0827 0.8348 0.2196
-6.500 -0.1232 0.05068 0.04101 -0.0768 0.8172 0.4608
-6.250 -0.0200 0.06098 0.05072 -0.0735 0.8133 0.5511
-6.000 0.0294 0.06223 0.05164 -0.0738 0.8091 0.5813
-5.750 0.0446 0.06151 0.05074 -0.0735 0.8026 0.5799
-5.500 0.0596 0.06062 0.04967 -0.0734 0.7971 0.5771
-5.250 0.0711 0.05969 0.04854 -0.0731 0.7925 0.5743
-5.000 0.0728 0.05902 0.04780 -0.0715 0.7862 0.5720
-4.750 0.0726 0.05817 0.04685 -0.0699 0.7812 0.5700
-4.250 0.0861 0.05685 0.04534 -0.0675 0.7721 0.5681
-4.000 0.0977 0.05627 0.04466 -0.0667 0.7681 0.5675
-3.750 0.1107 0.05558 0.04387 -0.0661 0.7648 0.5669
-3.500 0.1217 0.05494 0.04314 -0.0652 0.7616 0.5662
-3.250 0.1192 0.05473 0.04294 -0.0624 0.7565 0.5656
-3.000 0.1200 0.05426 0.04243 -0.0600 0.7524 0.5652
-2.750 0.1225 0.05363 0.04173 -0.0580 0.7491 0.5649
-2.500 0.1096 0.05336 0.04146 -0.0537 0.7450 0.5651
-2.250 0.0804 0.05334 0.04150 -0.0474 0.7397 0.5658
-2.000 0.0620 0.05271 0.04085 -0.0431 0.7359 0.5667
-1.750 0.0430 0.05132 0.03939 -0.0396 0.7328 0.5690
-1.500 0.0146 0.05193 0.04009 -0.0326 0.7267 0.5701
-1.250 0.0064 0.05195 0.04009 -0.0287 0.7225 0.5712
-1.000 0.0102 0.05165 0.03974 -0.0268 0.7198 0.5723
-0.750 0.0199 0.05120 0.03923 -0.0258 0.7178 0.5736
-0.500 -0.0197 0.05166 0.03974 -0.0182 0.7121 0.5752
-0.250 -0.0269 0.05153 0.03957 -0.0154 0.7079 0.5768
0.000 -0.0173 0.05113 0.03909 -0.0150 0.7054 0.5785
0.250 -0.0024 0.05068 0.03853 -0.0154 0.7035 0.5805
0.500 0.0191 0.05006 0.03778 -0.0170 0.7019 0.5828
0.750 0.0109 0.05058 0.03828 -0.0144 0.6974 0.5848
1.000 0.0190 0.05109 0.03879 -0.0131 0.6941 0.5861
1.250 0.0342 0.05146 0.03915 -0.0126 0.6917 0.5878
1.500 0.0547 0.05167 0.03934 -0.0128 0.6894 0.5897
1.750 0.0796 0.05177 0.03940 -0.0137 0.6874 0.5921
2.000 0.0936 0.05216 0.03976 -0.0138 0.6845 0.5948
2.250 0.1011 0.05269 0.04025 -0.0136 0.6804 0.5977
2.500 0.1190 0.05306 0.04061 -0.0140 0.6771 0.6001
2.750 0.1398 0.05351 0.04110 -0.0141 0.6745 0.6019
3.000 0.1652 0.05385 0.04147 -0.0148 0.6722 0.6039
3.250 0.1773 0.05457 0.04222 -0.0143 0.6685 0.6062
3.500 0.1874 0.05534 0.04303 -0.0138 0.6640 0.6089
3.750 0.2093 0.05581 0.04350 -0.0148 0.6606 0.6124
4.000 0.2360 0.05621 0.04394 -0.0159 0.6578 0.6157
4.250 0.2555 0.05688 0.04470 -0.0158 0.6546 0.6181
4.500 0.2593 0.05794 0.04586 -0.0144 0.6487 0.6207
4.750 0.2812 0.05857 0.04655 -0.0150 0.6447 0.6243
5.000 0.3113 0.05903 0.04705 -0.0167 0.6418 0.6287
5.250 0.3186 0.06009 0.04819 -0.0159 0.6357 0.6315
5.500 0.3347 0.06091 0.04916 -0.0155 0.6307 0.6343
5.750 0.3623 0.06146 0.04982 -0.0164 0.6271 0.6380
6.000 0.3729 0.06254 0.05098 -0.0161 0.6205 0.6419
6.250 0.3932 0.06334 0.05188 -0.0167 0.6149 0.6462
6.500 0.4218 0.06386 0.05259 -0.0173 0.6112 0.6499
6.750 0.4255 0.06516 0.05401 -0.0162 0.6027 0.6536
7.000 0.4532 0.06579 0.05477 -0.0173 0.5978 0.6589
7.500 0.4856 0.06762 0.05695 -0.0169 0.5838 0.6669
7.750 0.5050 0.06848 0.05796 -0.0172 0.5769 0.6720
8.000 0.5232 0.06937 0.05901 -0.0174 0.5690 0.6772
8.250 0.5396 0.07020 0.06007 -0.0170 0.5611 0.6817
8.500 0.5613 0.07087 0.06093 -0.0172 0.5533 0.6876
8.750 0.5741 0.07189 0.06213 -0.0169 0.5433 0.6929
9.000 0.6036 0.07194 0.06245 -0.0171 0.5367 0.6990
9.250 0.6144 0.07299 0.06369 -0.0168 0.5248 0.7052
9.500 0.6292 0.07357 0.06451 -0.0161 0.5137 0.7108
9.750 0.6669 0.07263 0.06386 -0.0163 0.5062 0.7193
10.000 0.6815 0.07272 0.06421 -0.0153 0.4924 0.7258
10.250 0.7020 0.07215 0.06391 -0.0144 0.4779 0.7339
10.500 0.7060 0.07280 0.06478 -0.0130 0.4589 0.7404
11.000 0.7468 0.07071 0.06327 -0.0104 0.4225 0.7587
11.250 0.7595 0.07060 0.06343 -0.0092 0.4004 0.7684
11.500 0.7822 0.06901 0.06219 -0.0075 0.3772 0.7803
11.750 0.7965 0.06858 0.06200 -0.0059 0.3446 0.7914
12.000 0.8266 0.06580 0.05920 -0.0034 0.2899 0.8069
12.250 0.8405 0.06532 0.05820 -0.0009 0.2255 0.8218
12.500 0.8387 0.06737 0.05991 0.0006 0.1875 0.8357
12.750 0.8367 0.06969 0.06206 0.0018 0.1614 0.8525
13.000 0.8353 0.07188 0.06412 0.0031 0.1424 0.8749
13.500 0.8405 0.07539 0.06760 0.0043 0.1144 1.0000
14.000 0.8664 0.07964 0.07178 0.0029 0.0918 1.0000
14.250 0.8825 0.08144 0.07365 0.0026 0.0829 1.0000
14.500 0.9003 0.08294 0.07505 0.0024 0.0757 1.0000
14.750 0.9191 0.08469 0.07708 0.0023 0.0691 1.0000
15.000 0.9395 0.08609 0.07844 0.0022 0.0632 1.0000
15.250 0.9529 0.08877 0.08150 0.0019 0.0589 1.0000
15.500 0.9628 0.09147 0.08434 0.0013 0.0552 1.0000
15.750 0.9741 0.09417 0.08708 0.0008 0.0518 1.0000
16.000 0.9704 0.09888 0.09219 -0.0004 0.0501 1.0000
16.250 0.9634 0.10402 0.09765 -0.0020 0.0486 1.0000
16.500 0.9537 0.10952 0.10342 -0.0041 0.0473 1.0000
16.750 0.9416 0.11548 0.10961 -0.0068 0.0464 1.0000
17.000 0.9265 0.12216 0.11651 -0.0101 0.0457 1.0000
17.250 0.9044 0.13066 0.12524 -0.0147 0.0459 1.0000
17.500 0.8691 0.14304 0.13784 -0.0221 0.0473 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S816 Airfoil (s816-nr)