NREL's S817 Airfoil (s817-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S817 Airfoil (s817-nr) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 25.89 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s817-nr-100000.txt Download as CSV file: xf-s817-nr-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S817 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2337 0.11758 0.11289 -0.0973 0.9599 0.0678
-11.250 -0.2387 0.11437 0.10970 -0.1029 0.9556 0.0688
-11.000 -0.2505 0.11085 0.10622 -0.1091 0.9503 0.0692
-10.750 -0.2229 0.10548 0.10083 -0.1061 0.9494 0.0719
-10.500 -0.2074 0.10181 0.09713 -0.1073 0.9474 0.0759
-10.250 -0.2013 0.09759 0.09291 -0.1116 0.9453 0.0793
-10.000 -0.2124 0.09497 0.09034 -0.1128 0.9394 0.0809
-9.750 -0.2283 0.09094 0.08630 -0.1177 0.9345 0.0824
-9.500 -0.2453 0.08750 0.08279 -0.1220 0.9309 0.0830
-9.250 -0.2715 0.08730 0.08264 -0.1164 0.9245 0.0828
-9.000 -0.3006 0.08666 0.08198 -0.1125 0.9198 0.0830
-8.750 -0.3200 0.08539 0.08065 -0.1101 0.9168 0.0830
-8.500 -0.3520 0.08592 0.08129 -0.1008 0.9120 0.0825
-8.250 -0.3799 0.08570 0.08112 -0.0939 0.9093 0.0821
-8.000 -0.4091 0.08550 0.08090 -0.0875 0.9075 0.0821
-7.750 -0.4322 0.08464 0.08000 -0.0825 0.9057 0.0823
-7.500 -0.4643 0.08474 0.08001 -0.0756 0.9054 0.0828
-7.250 -0.4975 0.08517 0.08036 -0.0679 0.9069 0.0832
-7.000 -0.6742 0.09743 0.09359 -0.0218 1.0000 0.0664
-6.750 -0.6941 0.09535 0.09128 -0.0196 1.0000 0.0682
-6.500 -0.7103 0.09449 0.09005 -0.0169 1.0000 0.0691
-6.250 -0.7174 0.09298 0.08818 -0.0144 1.0000 0.0695
-6.000 -0.7107 0.08383 0.07946 -0.0144 1.0000 0.0722
-5.750 -0.7083 0.08053 0.07615 -0.0128 1.0000 0.0750
-5.500 -0.7060 0.07758 0.07305 -0.0113 1.0000 0.0786
-5.250 -0.7048 0.07749 0.07218 -0.0091 1.0000 0.0846
-5.000 -0.6980 0.07109 0.06606 -0.0086 1.0000 0.0871
-4.750 -0.6898 0.06799 0.06290 -0.0074 1.0000 0.0915
-4.500 -0.6795 0.06622 0.06058 -0.0062 1.0000 0.1003
-4.250 -0.6694 0.06214 0.05662 -0.0053 1.0000 0.1045
-4.000 -0.6560 0.05966 0.05379 -0.0046 0.9997 0.1165
-3.750 -0.6352 0.05709 0.05096 -0.0054 0.9971 0.1311
-3.500 -0.6139 0.05420 0.04800 -0.0064 0.9945 0.1487
-3.250 -0.5976 0.05179 0.04542 -0.0064 0.9925 0.1769
-3.000 -0.5784 0.04926 0.04281 -0.0069 0.9894 0.2074
-2.750 -0.5552 0.04687 0.04031 -0.0075 0.9865 0.2379
-2.500 -0.5258 0.04519 0.03839 -0.0085 0.9843 0.2568
-2.250 -0.4660 0.04483 0.03659 -0.0063 0.9794 0.1083
-2.000 -0.4266 0.04262 0.03367 -0.0045 0.9764 0.0636
-1.750 -0.3955 0.04162 0.03237 -0.0047 0.9738 0.0630
-1.500 -0.3630 0.04099 0.03148 -0.0049 0.9721 0.0613
-1.250 -0.3426 0.03962 0.02996 -0.0033 0.9682 0.0613
-1.000 -0.3161 0.03919 0.02943 -0.0031 0.9639 0.0666
-0.750 -0.2884 0.03883 0.02903 -0.0031 0.9612 0.0717
-0.500 -0.2602 0.03909 0.02936 -0.0035 0.9591 0.0827
-0.250 -0.2461 0.03811 0.02842 -0.0014 0.9543 0.0970
0.000 -0.2215 0.03751 0.02798 -0.0016 0.9498 0.1485
0.250 -0.2359 0.03772 0.03083 0.0111 0.9463 0.8170
0.500 -0.2477 0.03816 0.03131 0.0218 0.9392 0.8610
0.750 -0.2494 0.03901 0.03213 0.0306 0.9329 0.9004
1.000 -0.0522 0.04698 0.03957 0.0004 0.9451 0.9742
1.250 -0.0419 0.04640 0.03890 0.0020 0.9359 0.9751
1.500 -0.0143 0.04753 0.03991 0.0003 0.9313 0.9755
1.750 -0.0058 0.04708 0.03940 0.0023 0.9223 0.9764
2.000 0.0231 0.04822 0.04043 0.0004 0.9172 0.9771
2.250 0.0322 0.04792 0.04009 0.0021 0.9084 0.9785
2.500 0.0624 0.04908 0.04119 0.0000 0.9032 0.9797
2.750 0.0732 0.04898 0.04105 0.0013 0.8944 0.9819
3.000 0.1044 0.05018 0.04220 -0.0010 0.8891 0.9836
3.250 0.1200 0.05031 0.04232 -0.0008 0.8802 0.9852
3.500 0.1552 0.05166 0.04365 -0.0040 0.8746 0.9866
3.750 0.1690 0.05182 0.04381 -0.0035 0.8654 0.9887
4.000 0.2059 0.05336 0.04535 -0.0069 0.8599 0.9906
4.250 0.2184 0.05351 0.04552 -0.0063 0.8497 0.9933
4.500 0.2593 0.05540 0.04744 -0.0104 0.8449 0.9954
4.750 0.2728 0.05551 0.04761 -0.0102 0.8339 0.9987
5.000 0.2883 0.05635 0.04847 -0.0099 0.8262 1.0000
5.250 0.3079 0.05702 0.04917 -0.0097 0.8169 1.0000
5.500 0.3047 0.05680 0.04897 -0.0059 0.8051 1.0000
5.750 0.3078 0.05701 0.04922 -0.0031 0.7951 1.0000
6.000 0.3377 0.05819 0.05044 -0.0043 0.7868 1.0000
6.250 0.3400 0.05797 0.05024 -0.0015 0.7735 1.0000
6.500 0.3575 0.05843 0.05078 -0.0012 0.7597 1.0000
6.750 0.4071 0.05725 0.04966 -0.0026 0.7206 1.0000
7.000 0.4535 0.05696 0.04949 -0.0049 0.7021 1.0000
7.250 0.4875 0.05693 0.04956 -0.0060 0.6876 1.0000
7.500 0.5191 0.05690 0.04965 -0.0070 0.6738 1.0000
7.750 0.5513 0.05677 0.04968 -0.0080 0.6603 1.0000
8.000 0.5969 0.05561 0.04869 -0.0096 0.6456 1.0000
8.250 0.6633 0.05230 0.04563 -0.0117 0.6302 1.0000
9.250 0.8369 0.04053 0.03493 -0.0113 0.5620 1.0000
9.500 0.8514 0.03931 0.03391 -0.0089 0.5272 1.0000
9.750 0.8843 0.03416 0.02678 -0.0026 0.2421 1.0000
10.000 0.8777 0.03658 0.02841 0.0004 0.1710 1.0000
10.250 0.8876 0.03805 0.02953 0.0020 0.1395 1.0000
10.500 0.9060 0.03915 0.03030 0.0031 0.1193 1.0000
10.750 0.9361 0.03998 0.03102 0.0032 0.1044 1.0000
11.000 0.9783 0.04089 0.03183 0.0023 0.0916 1.0000
11.250 1.0158 0.04213 0.03325 0.0015 0.0829 1.0000
11.500 1.0640 0.04411 0.03541 -0.0004 0.0744 1.0000
11.750 1.1270 0.04779 0.03920 -0.0043 0.0664 1.0000
12.000 1.1303 0.04972 0.04159 -0.0020 0.0634 1.0000
12.250 1.1462 0.05292 0.04522 -0.0011 0.0606 1.0000
12.500 1.0652 0.04826 0.04143 0.0084 0.0613 1.0000
12.750 1.0649 0.05183 0.04528 0.0100 0.0591 1.0000
13.000 1.1584 0.06378 0.05695 0.0032 0.0535 1.0000
13.250 1.1452 0.06735 0.06088 0.0060 0.0531 1.0000
13.500 1.1276 0.07100 0.06488 0.0086 0.0526 1.0000
13.750 1.1085 0.07500 0.06918 0.0107 0.0523 1.0000
14.000 1.0870 0.07916 0.07363 0.0124 0.0519 1.0000
14.250 1.0677 0.08394 0.07865 0.0134 0.0524 1.0000
14.500 1.0445 0.08886 0.08380 0.0139 0.0524 1.0000
14.750 1.0206 0.09422 0.08936 0.0138 0.0527 1.0000
15.000 0.9977 0.09999 0.09531 0.0129 0.0531 1.0000
15.250 0.9762 0.10619 0.10164 0.0114 0.0536 1.0000
15.500 0.9585 0.11281 0.10837 0.0094 0.0542 1.0000
15.750 0.9420 0.11998 0.11562 0.0069 0.0546 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S817 Airfoil (s817-nr)