NREL's S817 Airfoil (s817-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S817 Airfoil (s817-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.46 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s817-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s817-nr-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.5434 0.12613 0.12091 -0.0232 1.0000 0.2170
-8.500 -0.5414 0.12311 0.11791 -0.0207 1.0000 0.2309
-8.250 -0.5814 0.12097 0.11589 -0.0207 1.0000 0.2325
-8.000 -0.5518 0.11777 0.11267 -0.0162 1.0000 0.2595
-7.750 -0.5640 0.11536 0.11031 -0.0138 1.0000 0.2749
-7.500 -0.5636 0.11307 0.10807 -0.0099 1.0000 0.3041
-7.250 -0.5411 0.11159 0.10656 -0.0036 1.0000 0.3607
-7.000 -0.5064 0.11147 0.10641 0.0044 1.0000 0.4517
-6.750 -0.4077 0.11070 0.10550 0.0097 1.0000 0.6068
-6.500 -0.3692 0.10825 0.10299 0.0105 1.0000 0.6778
-6.250 -0.3524 0.10620 0.10094 0.0117 1.0000 0.7253
-6.000 -0.3393 0.10352 0.09826 0.0121 1.0000 0.7552
-5.500 -0.3703 0.09908 0.09394 0.0168 1.0000 0.7280
-5.250 -0.4038 0.09607 0.09101 0.0191 1.0000 0.6800
-5.000 -0.4763 0.09333 0.08844 0.0246 1.0000 0.6260
-4.750 -0.5259 0.08826 0.08352 0.0261 1.0000 0.5762
-4.500 -0.5712 0.08473 0.08011 0.0302 1.0000 0.5606
-4.250 -0.6193 0.08130 0.07681 0.0355 1.0000 0.5523
-4.000 -0.6661 0.07644 0.07205 0.0385 1.0000 0.5446
-3.750 -0.7158 0.06696 0.06257 0.0338 1.0000 0.5172
-3.500 -0.6828 0.05329 0.04704 0.0036 1.0000 0.3695
-3.250 -0.6148 0.05278 0.04470 -0.0033 1.0000 0.2295
-3.000 -0.5762 0.05137 0.04236 -0.0029 1.0000 0.1695
-2.750 -0.5461 0.04956 0.03991 -0.0016 1.0000 0.1396
-2.500 -0.5198 0.04774 0.03761 -0.0003 1.0000 0.1238
-2.250 -0.4931 0.04677 0.03594 0.0013 1.0000 0.1131
-2.000 -0.4698 0.04503 0.03394 0.0023 1.0000 0.1125
-1.750 -0.4462 0.04362 0.03228 0.0035 1.0000 0.1125
-1.500 -0.4223 0.04233 0.03082 0.0047 1.0000 0.1120
-1.250 -0.3975 0.04149 0.02983 0.0065 1.0000 0.1144
-1.000 -0.1211 0.04866 0.03955 -0.0160 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1121 0.04866 0.03927 -0.0140 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1034 0.04867 0.03901 -0.0121 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0949 0.04869 0.03880 -0.0101 1.0000 1.0000
0.000 -0.0866 0.04870 0.03864 -0.0081 1.0000 1.0000
0.250 -0.0784 0.04873 0.03849 -0.0061 1.0000 1.0000
0.500 -0.0704 0.04875 0.03837 -0.0041 1.0000 1.0000
0.750 -0.0627 0.04878 0.03826 -0.0021 1.0000 1.0000
1.000 -0.0552 0.04880 0.03814 -0.0001 1.0000 1.0000
1.250 -0.0479 0.04883 0.03805 0.0019 1.0000 1.0000
1.500 -0.0410 0.04884 0.03797 0.0040 1.0000 1.0000
1.750 -0.0343 0.04885 0.03789 0.0061 1.0000 1.0000
2.000 -0.0279 0.04885 0.03781 0.0082 1.0000 1.0000
2.250 -0.0219 0.04883 0.03771 0.0104 1.0000 1.0000
2.500 -0.0162 0.04880 0.03763 0.0126 1.0000 1.0000
2.750 -0.0109 0.04876 0.03753 0.0148 1.0000 1.0000
3.000 -0.0060 0.04868 0.03741 0.0170 1.0000 1.0000
3.250 -0.0014 0.04859 0.03729 0.0193 1.0000 1.0000
3.500 0.0028 0.04848 0.03716 0.0215 1.0000 1.0000
3.750 0.0071 0.04837 0.03701 0.0238 1.0000 1.0000
4.000 0.0115 0.04827 0.03689 0.0259 1.0000 1.0000
4.250 0.0169 0.04825 0.03685 0.0278 1.0000 1.0000
4.500 0.0248 0.04840 0.03699 0.0291 1.0000 1.0000
4.750 0.0354 0.04878 0.03735 0.0299 1.0000 1.0000
5.000 0.0483 0.04937 0.03794 0.0301 1.0000 1.0000
5.250 0.0694 0.05062 0.03919 0.0286 0.9970 1.0000
5.500 0.0993 0.05267 0.04124 0.0253 0.9888 1.0000
5.750 0.1282 0.05474 0.04334 0.0222 0.9799 1.0000
6.000 0.1628 0.05770 0.04633 0.0181 0.9717 1.0000
6.250 0.1882 0.05929 0.04799 0.0157 0.9598 1.0000
6.500 0.2119 0.06087 0.04964 0.0136 0.9476 1.0000
6.750 0.2350 0.06256 0.05141 0.0116 0.9353 1.0000
7.000 0.2586 0.06443 0.05337 0.0096 0.9230 1.0000
7.250 0.2825 0.06643 0.05551 0.0074 0.9101 1.0000
7.500 0.3063 0.06850 0.05768 0.0053 0.8968 1.0000
7.750 0.3295 0.07055 0.05987 0.0033 0.8824 1.0000
8.000 0.3520 0.07262 0.06207 0.0015 0.8669 1.0000
8.250 0.3754 0.07480 0.06444 -0.0005 0.8501 1.0000
8.500 0.4015 0.07730 0.06710 -0.0029 0.8328 1.0000
8.750 0.4334 0.08058 0.07057 -0.0061 0.8151 1.0000
9.000 0.4443 0.08156 0.07172 -0.0060 0.7914 1.0000
9.250 0.4706 0.08369 0.07409 -0.0077 0.7630 1.0000
9.500 0.5830 0.08001 0.07096 -0.0110 0.6547 1.0000
9.750 0.6396 0.07720 0.06858 -0.0112 0.6109 1.0000
10.000 0.7143 0.07117 0.06316 -0.0105 0.5676 1.0000
10.250 0.7983 0.05932 0.05216 -0.0057 0.5123 1.0000
10.500 0.8674 0.04558 0.03653 0.0072 0.2580 1.0000
10.750 0.8965 0.04688 0.03706 0.0087 0.2021 1.0000
11.000 1.0281 0.04791 0.03773 0.0022 0.1455 1.0000
11.250 1.0973 0.05191 0.04223 -0.0018 0.1292 1.0000
11.500 1.1561 0.05739 0.04802 -0.0060 0.1187 1.0000
11.750 1.1526 0.06022 0.05138 -0.0026 0.1163 1.0000
12.000 1.1472 0.06325 0.05482 0.0005 0.1136 1.0000
12.250 1.1435 0.06663 0.05854 0.0031 0.1111 1.0000
12.500 1.1338 0.07037 0.06264 0.0059 0.1107 1.0000
12.750 1.1169 0.07418 0.06679 0.0088 0.1112 1.0000
13.000 1.0954 0.07817 0.07109 0.0114 0.1120 1.0000
13.250 1.0705 0.08244 0.07562 0.0135 0.1131 1.0000
13.500 1.0432 0.08720 0.08062 0.0148 0.1144 1.0000
13.750 1.0166 0.09242 0.08603 0.0154 0.1158 1.0000
14.000 0.9919 0.09814 0.09190 0.0152 0.1171 1.0000
14.250 0.9725 0.10430 0.09816 0.0144 0.1184 1.0000
14.500 0.9640 0.11083 0.10480 0.0132 0.1195 1.0000
14.750 0.8684 0.12507 0.11905 0.0043 0.1320 1.0000
15.000 0.5370 0.15219 0.14616 -0.0153 0.3168 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S817 Airfoil (s817-nr)