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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S818 Airfoil (s818-nr)