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

Polar data table (+)

Polar graphs


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