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 S818 Airfoil (s818-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S818 Airfoil (s818-nr)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 16.75 at α=14.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s818-nr-100000.txt
Download as CSV file: xf-s818-nr-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NREL's S818 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.000  -0.3786   0.13828   0.13187  -0.0289   1.0000   0.3691
 -12.750  -0.3483   0.13548   0.12898  -0.0284   1.0000   0.3734
 -12.500  -0.3823   0.13739   0.13089  -0.0275   1.0000   0.3843
 -12.250  -0.3421   0.13245   0.12585  -0.0276   1.0000   0.3867
 -12.000  -0.3219   0.13060   0.12394  -0.0270   1.0000   0.3919
 -11.750  -0.3537   0.13217   0.12551  -0.0258   1.0000   0.4008
 -11.500  -0.3262   0.12814   0.12141  -0.0259   1.0000   0.4022
 -11.250  -0.3072   0.12575   0.11897  -0.0254   1.0000   0.4044
 -11.000  -0.2943   0.12408   0.11726  -0.0248   1.0000   0.4076
 -10.750  -0.3329   0.12747   0.12066  -0.0226   1.0000   0.4165
 -10.500  -0.3166   0.12398   0.11713  -0.0224   1.0000   0.4175
 -10.250  -0.2954   0.12088   0.11400  -0.0221   1.0000   0.4185
 -10.000  -0.2788   0.11871   0.11180  -0.0215   1.0000   0.4199
  -9.750  -0.2653   0.11710   0.11017  -0.0206   1.0000   0.4220
  -9.500  -0.2557   0.11589   0.10895  -0.0196   1.0000   0.4249
  -9.250  -0.2521   0.11509   0.10816  -0.0183   1.0000   0.4288
  -9.000  -0.2954   0.11792   0.11103  -0.0149   1.0000   0.4338
  -8.750  -0.2754   0.11500   0.10810  -0.0143   1.0000   0.4344
  -8.500  -0.2598   0.11291   0.10602  -0.0133   1.0000   0.4354
  -8.250  -0.2487   0.11150   0.10462  -0.0119   1.0000   0.4366
  -8.000  -0.2418   0.11059   0.10376  -0.0101   1.0000   0.4382
  -7.750  -0.2390   0.11013   0.10334  -0.0080   1.0000   0.4401
  -7.500  -0.2234   0.10902   0.10223  -0.0091   0.9973   0.4427
  -7.250  -0.2372   0.11156   0.10469  -0.0140   0.9872   0.4500
  -7.000  -0.1933   0.10768   0.10074  -0.0199   0.9815   0.4506
  -6.750  -0.1482   0.10387   0.09688  -0.0250   0.9736   0.4512
  -6.500  -0.1018   0.10048   0.09343  -0.0307   0.9683   0.4520
  -6.250  -0.0626   0.09751   0.09043  -0.0351   0.9586   0.4530
  -6.000  -0.0206   0.09475   0.08763  -0.0402   0.9522   0.4544
  -5.750   0.0155   0.09222   0.08507  -0.0443   0.9420   0.4561
  -5.500   0.0478   0.08991   0.08275  -0.0477   0.9300   0.4583
  -5.250   0.0771   0.08781   0.08064  -0.0509   0.9176   0.4615
  -5.000   0.0539   0.08994   0.08272  -0.0517   0.9003   0.4672
  -4.750   0.0983   0.08595   0.07872  -0.0556   0.8900   0.4677
  -4.500   0.1444   0.08221   0.07496  -0.0600   0.8818   0.4684
  -4.250   0.1848   0.07907   0.07180  -0.0633   0.8686   0.4693
  -4.000   0.2300   0.07603   0.06873  -0.0680   0.8560   0.4705
  -3.750   0.2831   0.07296   0.06559  -0.0749   0.8431   0.4722
  -3.500   0.3432   0.06994   0.06245  -0.0838   0.8270   0.4745
  -3.250   0.3986   0.06746   0.05978  -0.0923   0.8050   0.4780
  -3.000   0.3962   0.06908   0.06118  -0.0953   0.7825   0.4844
  -2.750   0.4454   0.06617   0.05808  -0.1004   0.7589   0.4850
  -2.500   0.4835   0.06409   0.05584  -0.1032   0.7376   0.4859
  -2.250   0.5146   0.06259   0.05420  -0.1049   0.7194   0.4870
  -2.000   0.5406   0.06149   0.05300  -0.1057   0.7040   0.4885
  -1.750   0.5638   0.06063   0.05204  -0.1062   0.6908   0.4906
  -1.500   0.5835   0.05999   0.05131  -0.1063   0.6791   0.4933
  -1.250   0.5368   0.06340   0.05476  -0.0999   0.6707   0.5012
  -1.000   0.5727   0.06124   0.05249  -0.1018   0.6613   0.5017
  -0.750   0.5985   0.05971   0.05099  -0.1018   0.6514   0.5026
  -0.500   0.6289   0.05834   0.04954  -0.1030   0.6436   0.5038
  -0.250   0.6472   0.05758   0.04885  -0.1020   0.6351   0.5055
   0.000   0.6692   0.05684   0.04808  -0.1021   0.6281   0.5079
   0.250   0.6834   0.05651   0.04778  -0.1011   0.6220   0.5115
   0.500   0.6485   0.05826   0.04962  -0.0949   0.6173   0.5187
   0.750   0.6818   0.05667   0.04802  -0.0962   0.6117   0.5197
   1.000   0.7112   0.05557   0.04692  -0.0970   0.6070   0.5213
   1.250   0.7272   0.05506   0.04655  -0.0956   0.6016   0.5234
   1.500   0.7434   0.05464   0.04619  -0.0947   0.5970   0.5264
   1.750   0.6932   0.05692   0.04852  -0.0859   0.5944   0.5354
   2.000   0.7326   0.05519   0.04680  -0.0884   0.5902   0.5363
   2.250   0.7506   0.05444   0.04622  -0.0869   0.5852   0.5376
   2.500   0.7708   0.05387   0.04573  -0.0861   0.5810   0.5397
   2.750   0.7891   0.05347   0.04540  -0.0854   0.5777   0.5430
   3.000   0.7359   0.05560   0.04758  -0.0757   0.5757   0.5525
   3.250   0.7644   0.05450   0.04656  -0.0760   0.5728   0.5536
   3.500   0.7720   0.05431   0.04658  -0.0728   0.5691   0.5552
   3.750   0.7809   0.05425   0.04667  -0.0701   0.5657   0.5578
   4.000   0.7832   0.05442   0.04693  -0.0668   0.5625   0.5623
   4.250   0.7500   0.05538   0.04796  -0.0599   0.5602   0.5703
   4.500   0.7823   0.05450   0.04712  -0.0608   0.5576   0.5723
   4.750   0.7753   0.05504   0.04784  -0.0555   0.5549   0.5752
   5.000   0.7250   0.05686   0.04992  -0.0437   0.5516   0.5800
   5.250   0.5987   0.06064   0.05393  -0.0231   0.5476   0.5871
   5.500   0.5090   0.06372   0.05717  -0.0069   0.5429   0.5881
   5.750   0.5748   0.06152   0.05499  -0.0117   0.5415   0.5918
   6.000   0.6218   0.06073   0.05420  -0.0179   0.5400   0.6039
   6.250   0.3147   0.08453   0.07775  -0.0393   0.5320   0.4825
   6.500   0.3189   0.08699   0.08027  -0.0413   0.5341   0.4818
   6.750   0.3427   0.08876   0.08209  -0.0453   0.5371   0.4811
   7.000   0.3747   0.09033   0.08369  -0.0502   0.5385   0.4808
   7.250   0.4199   0.08887   0.08220  -0.0543   0.5206   0.4812
   7.500   0.4457   0.09120   0.08454  -0.0596   0.5213   0.4820
   7.750   0.5148   0.08841   0.08170  -0.0642   0.5045   0.4851
   8.000   0.5056   0.09265   0.08605  -0.0655   0.5057   0.4856
   8.250   0.5102   0.09580   0.08930  -0.0662   0.5046   0.4866
   8.500   0.5566   0.09343   0.08702  -0.0656   0.4876   0.4891
   8.750   0.5354   0.09884   0.09249  -0.0675   0.4869   0.4893
   9.000   0.5395   0.10263   0.09635  -0.0697   0.4870   0.4902
   9.250   0.5562   0.10600   0.09981  -0.0724   0.4875   0.4916
   9.500   0.5066   0.11186   0.10573  -0.0738   0.4914   0.4908
   9.750   0.5137   0.11404   0.10797  -0.0752   0.4797   0.4921
  10.000   0.6310   0.10539   0.09922  -0.0762   0.4307   0.4986
  10.250   0.6880   0.10376   0.09763  -0.0783   0.4220   0.5023
  10.500   0.6795   0.10719   0.10116  -0.0788   0.4096   0.5032
  10.750   0.7357   0.10425   0.09840  -0.0775   0.4044   0.5075
  11.000   0.7253   0.10809   0.10231  -0.0784   0.3909   0.5088
  11.250   0.7488   0.10882   0.10311  -0.0791   0.3809   0.5125
  11.500   0.7971   0.10742   0.10169  -0.0810   0.3725   0.5183
  11.750   0.7969   0.11012   0.10452  -0.0814   0.3600   0.5198
  12.000   0.8481   0.10648   0.10107  -0.0797   0.3553   0.5243
  12.250   0.9198   0.10063   0.09536  -0.0787   0.3533   0.5315
  12.500   0.9129   0.10452   0.09928  -0.0802   0.3386   0.5336
  12.750   0.9803   0.09787   0.09285  -0.0780   0.3372   0.5404
  13.250   1.1434   0.07920   0.07461  -0.0730   0.3367   0.5605
  13.500   1.0466   0.09598   0.09133  -0.0773   0.3073   0.5556
  13.750   1.1304   0.08583   0.08138  -0.0746   0.3068   0.5670
  14.000   1.1446   0.08622   0.08188  -0.0747   0.2931   0.5713
  14.250   1.1842   0.08273   0.07857  -0.0735   0.2799   0.5789
  14.500   1.2507   0.07576   0.07151  -0.0717   0.2559   0.5908
  14.750   1.2680   0.07572   0.07111  -0.0709   0.2249   0.5982
  15.000   1.2656   0.07885   0.07389  -0.0711   0.1998   0.6034
  15.250   1.2609   0.08221   0.07704  -0.0711   0.1803   0.6072
  15.500   1.2584   0.08565   0.08035  -0.0714   0.1640   0.6120
  15.750   1.2617   0.08868   0.08318  -0.0721   0.1495   0.6187
  16.000   1.2692   0.09073   0.08507  -0.0719   0.1370   0.6243
  16.250   1.2699   0.09424   0.08865  -0.0727   0.1273   0.6304
  16.500   1.2784   0.09667   0.09105  -0.0731   0.1181   0.6384
  16.750   1.2969   0.09741   0.09158  -0.0725   0.1091   0.6485
  17.000   1.2952   0.10148   0.09589  -0.0739   0.1034   0.6555
  17.250   1.3189   0.10171   0.09589  -0.0731   0.0959   0.6687
  17.500   1.3137   0.10611   0.10061  -0.0746   0.0920   0.6751
  17.750   1.3221   0.10869   0.10322  -0.0754   0.0871   0.6867
  18.000   1.3388   0.10988   0.10436  -0.0749   0.0823   0.7004
  18.250   1.3329   0.11441   0.10919  -0.0767   0.0794   0.7090
  18.500   1.3357   0.11771   0.11263  -0.0780   0.0761   0.7221
  18.750   1.3617   0.11745   0.11221  -0.0766   0.0716   0.7443
  19.000   1.3478   0.12324   0.11836  -0.0795   0.0701   0.7551
  19.250   1.3363   0.12880   0.12423  -0.0823   0.0683   0.7681
<< Back to NREL's S818 Airfoil (s818-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S818 Airfoil (s818-nr)