NREL's S818 Airfoil (s818-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S818 Airfoil (s818-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.81 at α=-0.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s818-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s818-nr-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.750 -0.3580 0.16278 0.15417 -0.0277 1.0000 0.3762
-14.500 -0.3538 0.15996 0.15127 -0.0279 1.0000 0.3907
-14.000 -0.3649 0.15794 0.14913 -0.0275 1.0000 0.4172
-13.750 -0.3378 0.15261 0.14365 -0.0278 1.0000 0.4288
-13.500 -0.3360 0.15046 0.14142 -0.0277 1.0000 0.4369
-13.250 -0.3312 0.14929 0.14015 -0.0273 1.0000 0.4482
-13.000 -0.3224 0.14626 0.13704 -0.0272 1.0000 0.4537
-12.750 -0.3106 0.14408 0.13477 -0.0270 1.0000 0.4624
-12.500 -0.3190 0.14409 0.13474 -0.0262 1.0000 0.4683
-12.250 -0.2970 0.13998 0.13053 -0.0265 1.0000 0.4728
-12.000 -0.2895 0.13850 0.12898 -0.0260 1.0000 0.4798
-11.750 -0.3020 0.13947 0.12992 -0.0246 1.0000 0.4848
-11.500 -0.2794 0.13513 0.12549 -0.0250 1.0000 0.4877
-11.250 -0.2658 0.13288 0.12318 -0.0247 1.0000 0.4924
-11.000 -0.2656 0.13258 0.12285 -0.0236 1.0000 0.4989
-10.750 -0.2722 0.13267 0.12293 -0.0222 1.0000 0.5019
-10.500 -0.2512 0.12891 0.11910 -0.0224 1.0000 0.5044
-10.250 -0.2372 0.12677 0.11692 -0.0220 1.0000 0.5083
-10.000 -0.2306 0.12568 0.11580 -0.0210 1.0000 0.5132
-9.750 -0.2539 0.12883 0.11899 -0.0179 1.0000 0.5182
-9.500 -0.2307 0.12449 0.11461 -0.0183 1.0000 0.5198
-9.250 -0.2141 0.12191 0.11201 -0.0180 1.0000 0.5224
-9.000 -0.2032 0.12035 0.11044 -0.0171 1.0000 0.5259
-8.750 -0.1987 0.11960 0.10970 -0.0157 1.0000 0.5304
-8.250 -0.2046 0.11928 0.10944 -0.0118 1.0000 0.5366
-8.000 -0.1909 0.11712 0.10730 -0.0110 1.0000 0.5386
-7.750 -0.1823 0.11586 0.10607 -0.0096 1.0000 0.5413
-7.500 -0.1790 0.11527 0.10554 -0.0078 1.0000 0.5450
-7.250 -0.1878 0.11604 0.10638 -0.0048 1.0000 0.5498
-7.000 -0.2110 0.11818 0.10863 -0.0005 1.0000 0.5525
-6.750 -0.2032 0.11642 0.10693 0.0009 1.0000 0.5538
-6.500 -0.2017 0.11578 0.10638 0.0030 1.0000 0.5556
-6.250 -0.2054 0.11593 0.10662 0.0055 1.0000 0.5580
-6.000 -0.2133 0.11663 0.10743 0.0082 1.0000 0.5609
-5.750 -0.1759 0.11534 0.10605 0.0011 0.9877 0.5663
-5.500 -0.1504 0.11482 0.10547 -0.0047 0.9739 0.5697
-5.250 -0.0954 0.11087 0.10145 -0.0127 0.9599 0.5716
-5.000 -0.0485 0.10793 0.09846 -0.0194 0.9458 0.5744
-4.750 -0.0093 0.10568 0.09616 -0.0249 0.9316 0.5784
-4.500 0.0154 0.10477 0.09521 -0.0286 0.9173 0.5837
-4.250 0.0344 0.10394 0.09436 -0.0314 0.9032 0.5865
-4.000 0.0837 0.10011 0.09050 -0.0373 0.8909 0.5888
-3.750 0.1336 0.09688 0.08724 -0.0436 0.8811 0.5927
-3.500 0.1595 0.09549 0.08583 -0.0459 0.8672 0.5981
-3.250 0.1591 0.09646 0.08679 -0.0451 0.8533 0.6030
-3.000 0.2109 0.09236 0.08268 -0.0509 0.8437 0.6051
-2.750 0.2579 0.08920 0.07950 -0.0560 0.8346 0.6087
-2.500 0.2826 0.08792 0.07822 -0.0576 0.8230 0.6138
-2.250 0.2980 0.08801 0.07828 -0.0592 0.8163 0.6196
-2.000 0.3332 0.08530 0.07559 -0.0618 0.8045 0.6218
-1.750 0.4015 0.08117 0.07143 -0.0708 0.7999 0.6264
-1.500 0.4079 0.08147 0.07174 -0.0691 0.7873 0.6324
-1.250 0.4452 0.07965 0.06989 -0.0736 0.7819 0.6375
-1.000 0.4572 0.07912 0.06942 -0.0720 0.7695 0.6410
-0.750 0.5067 0.07679 0.06705 -0.0778 0.7646 0.6489
-0.500 0.4463 0.08161 0.07199 -0.0649 0.7511 0.6533
-0.250 0.5236 0.07687 0.06724 -0.0748 0.7475 0.6576
0.000 0.4691 0.08106 0.07155 -0.0622 0.7343 0.6615
0.250 0.4753 0.08178 0.07227 -0.0611 0.7300 0.6698
0.750 0.4198 0.08618 0.07687 -0.0460 0.7128 0.6759
1.000 0.2513 0.09861 0.08950 -0.0207 0.7048 0.6763
1.250 0.2084 0.10215 0.09309 -0.0129 0.7029 0.6840
1.500 0.1854 0.10390 0.09491 -0.0082 0.7013 0.6879
1.750 0.1791 0.10506 0.09616 -0.0058 0.7011 0.6919
2.000 0.1438 0.10798 0.09914 0.0003 0.7061 0.6998
2.250 0.1341 0.10911 0.10033 0.0029 0.7099 0.7053
2.500 0.1482 0.10957 0.10086 0.0024 0.7120 0.7116
2.750 -0.0899 0.11931 0.11094 0.0313 0.8693 0.7087
3.000 -0.0919 0.12022 0.11187 0.0335 0.8652 0.7206
3.250 -0.0812 0.11926 0.11097 0.0338 0.8593 0.7248
3.500 -0.0843 0.11953 0.11127 0.0366 0.8516 0.7372
3.750 -0.0544 0.11981 0.11160 0.0335 0.8470 0.7436
4.000 -0.0647 0.11911 0.11095 0.0376 0.8382 0.7551
4.250 -0.0497 0.11992 0.11180 0.0375 0.8326 0.7700
4.500 -0.0367 0.11908 0.11103 0.0373 0.8242 0.7760
4.750 -0.0160 0.11954 0.11155 0.0362 0.8168 0.7907
5.000 -0.0113 0.11948 0.11155 0.0378 0.8103 0.8057
5.250 0.0123 0.11967 0.11182 0.0362 0.8013 0.8229
5.500 0.0365 0.12036 0.11260 0.0343 0.7957 0.8418
5.750 0.0234 0.12649 0.11934 0.0342 0.7448 0.7916
6.000 0.1012 0.12174 0.11418 0.0274 0.7795 0.8914
6.250 0.1323 0.12176 0.11432 0.0237 0.7677 0.9177
6.500 0.1712 0.12306 0.11575 0.0178 0.7605 0.9440
6.750 0.2171 0.12393 0.11676 0.0103 0.7493 0.9626
7.000 0.2448 0.12484 0.11779 0.0054 0.7392 0.9782
7.250 0.3137 0.12746 0.12057 -0.0070 0.7301 0.9952
7.500 0.3184 0.12752 0.12072 -0.0077 0.7178 1.0000
8.250 -0.0002 0.11365 0.10578 0.0307 0.7032 0.6661
8.500 0.0818 0.11717 0.10929 0.0107 0.6951 0.6335
8.750 0.0835 0.11612 0.10832 0.0102 0.6829 0.6289
9.000 0.1342 0.11870 0.11091 -0.0027 0.6743 0.6182
9.250 0.1579 0.11981 0.11212 -0.0055 0.6633 0.6157
9.500 0.1726 0.12076 0.11315 -0.0083 0.6533 0.6130
9.750 0.2212 0.12406 0.11654 -0.0163 0.6440 0.6091
10.000 0.2366 0.12472 0.11726 -0.0209 0.6314 0.6062
10.250 0.2725 0.12758 0.12017 -0.0287 0.6217 0.6037
10.500 0.3133 0.13068 0.12337 -0.0352 0.6100 0.6031
10.750 0.3239 0.13178 0.12456 -0.0382 0.5975 0.6028
11.000 0.3515 0.13507 0.12797 -0.0408 0.5898 0.6044
11.250 0.3663 0.13641 0.12943 -0.0424 0.5763 0.6061
11.500 0.3738 0.13789 0.13102 -0.0441 0.5644 0.6075
11.750 0.4070 0.14195 0.13521 -0.0479 0.5555 0.6105
12.000 0.4282 0.14407 0.13745 -0.0510 0.5410 0.6125
12.250 0.4353 0.14560 0.13907 -0.0536 0.5280 0.6137
12.500 0.4554 0.14860 0.14216 -0.0575 0.5162 0.6154
12.750 0.4949 0.15336 0.14704 -0.0631 0.5038 0.6179
13.000 0.5242 0.15683 0.15064 -0.0669 0.4884 0.6202
13.250 0.5223 0.15760 0.15149 -0.0683 0.4744 0.6213
13.500 0.5300 0.16000 0.15401 -0.0702 0.4624 0.6231
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S818 Airfoil (s818-nr)