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=5


Details Polar file
Airfoil: NREL's S818 Airfoil (s818-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 11.44 at α=5.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s818-nr-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-s818-nr-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.3001   0.13166   0.12194  -0.0277   1.0000   0.4247
 -11.250  -0.3057   0.13162   0.12186  -0.0266   1.0000   0.4323
 -11.000  -0.3029   0.13006   0.12027  -0.0259   1.0000   0.4342
 -10.750  -0.2819   0.12741   0.11755  -0.0256   1.0000   0.4375
 -10.500  -0.2697   0.12590   0.11601  -0.0249   1.0000   0.4425
 -10.250  -0.2733   0.12572   0.11579  -0.0236   1.0000   0.4485
 -10.000  -0.2818   0.12560   0.11568  -0.0222   1.0000   0.4503
  -9.750  -0.2602   0.12262   0.11266  -0.0219   1.0000   0.4524
  -9.500  -0.2453   0.12081   0.11083  -0.0212   1.0000   0.4553
  -9.250  -0.2362   0.11958   0.10960  -0.0202   1.0000   0.4588
  -9.000  -0.2352   0.11909   0.10910  -0.0187   1.0000   0.4638
  -8.750  -0.2501   0.11989   0.10992  -0.0163   1.0000   0.4667
  -8.500  -0.2439   0.11840   0.10845  -0.0151   1.0000   0.4677
  -8.250  -0.2306   0.11646   0.10653  -0.0142   1.0000   0.4690
  -8.000  -0.2197   0.11507   0.10516  -0.0129   1.0000   0.4710
  -7.750  -0.2128   0.11418   0.10431  -0.0113   1.0000   0.4737
  -7.500  -0.1857   0.11223   0.10230  -0.0148   0.9942   0.4771
  -7.250  -0.1580   0.11026   0.10025  -0.0192   0.9861   0.4801
  -7.000  -0.1362   0.10880   0.09871  -0.0233   0.9775   0.4825
  -6.750  -0.1193   0.10772   0.09757  -0.0269   0.9682   0.4838
  -6.500  -0.0881   0.10487   0.09469  -0.0304   0.9573   0.4848
  -6.250  -0.0534   0.10189   0.09167  -0.0336   0.9458   0.4862
  -6.000  -0.0242   0.09949   0.08924  -0.0363   0.9326   0.4876
  -5.750   0.0010   0.09740   0.08713  -0.0384   0.9179   0.4890
  -5.500   0.0247   0.09545   0.08517  -0.0402   0.9024   0.4904
  -5.250   0.0481   0.09356   0.08326  -0.0420   0.8872   0.4920
  -5.000   0.0713   0.09173   0.08141  -0.0439   0.8725   0.4938
  -4.750   0.0927   0.09011   0.07976  -0.0456   0.8587   0.4968
  -4.500   0.1071   0.08909   0.07870  -0.0471   0.8454   0.4999
  -4.250   0.1250   0.08775   0.07730  -0.0490   0.8321   0.5007
  -4.000   0.1469   0.08610   0.07559  -0.0511   0.8174   0.5010
  -3.750   0.1745   0.08414   0.07356  -0.0539   0.8032   0.5011
  -2.750   0.2702   0.07341   0.06227  -0.0686   0.7474   0.4494
  -2.500   0.3021   0.07168   0.06044  -0.0708   0.7321   0.4480
  -2.250   0.3272   0.07022   0.05890  -0.0722   0.7176   0.4463
  -2.000   0.3481   0.06895   0.05754  -0.0732   0.7042   0.4445
  -1.750   0.3671   0.06766   0.05615  -0.0742   0.6925   0.4422
  -1.500   0.3756   0.06656   0.05499  -0.0739   0.6807   0.4390
  -1.000   0.3642   0.06443   0.05274  -0.0709   0.6620   0.4327
  -0.750   0.3768   0.06364   0.05195  -0.0700   0.6523   0.4320
  -0.500   0.3938   0.06261   0.05087  -0.0701   0.6444   0.4314
  -0.250   0.3988   0.06197   0.05026  -0.0682   0.6357   0.4308
   0.000   0.4059   0.06112   0.04940  -0.0670   0.6285   0.4309
   0.250   0.4070   0.06043   0.04873  -0.0651   0.6213   0.4312
   0.500   0.4059   0.05968   0.04799  -0.0632   0.6143   0.4319
   0.750   0.4165   0.05852   0.04678  -0.0635   0.6090   0.4324
   1.000   0.4108   0.05792   0.04626  -0.0608   0.6022   0.4326
   1.250   0.4167   0.05701   0.04537  -0.0600   0.5965   0.4326
   1.500   0.4324   0.05579   0.04411  -0.0610   0.5921   0.4327
   1.750   0.4281   0.05504   0.04344  -0.0590   0.5864   0.4329
   2.000   0.4295   0.05392   0.04235  -0.0585   0.5809   0.4333
   2.250   0.4506   0.05318   0.04161  -0.0591   0.5764   0.4339
   2.500   0.4656   0.05265   0.04113  -0.0588   0.5720   0.4345
   2.750   0.4614   0.05254   0.04114  -0.0557   0.5660   0.4351
   3.000   0.4763   0.05224   0.04090  -0.0551   0.5615   0.4362
   3.250   0.5021   0.05180   0.04049  -0.0560   0.5581   0.4377
   3.500   0.5053   0.05182   0.04061  -0.0542   0.5538   0.4391
   3.750   0.4957   0.05215   0.04107  -0.0509   0.5485   0.4405
   4.000   0.5101   0.05186   0.04083  -0.0513   0.5444   0.4424
   4.250   0.5434   0.05105   0.04002  -0.0548   0.5414   0.4448
   4.500   0.5556   0.05080   0.03980  -0.0558   0.5371   0.4466
   4.750   0.5326   0.05197   0.04107  -0.0525   0.5302   0.4477
   5.000   0.5671   0.05141   0.04047  -0.0579   0.5267   0.4502
   5.250   0.5910   0.05166   0.04083  -0.0581   0.5241   0.4514
   5.750   0.5492   0.05728   0.04672  -0.0523   0.5105   0.4527
   6.000   0.5745   0.05763   0.04717  -0.0531   0.5077   0.4544
   6.250   0.6048   0.05778   0.04740  -0.0543   0.5057   0.4567
   6.750   0.5666   0.06597   0.05581  -0.0535   0.4901   0.4592
   7.000   0.5399   0.07141   0.06134  -0.0541   0.4808   0.4602
   7.250   0.5585   0.07299   0.06299  -0.0565   0.4760   0.4632
   7.500   0.5983   0.07318   0.06318  -0.0606   0.4730   0.4672
   7.750   0.6274   0.07325   0.06339  -0.0606   0.4710   0.4691
   8.000   0.5913   0.07936   0.06959  -0.0608   0.4596   0.4694
   8.250   0.6158   0.08005   0.07043  -0.0612   0.4562   0.4714
   8.500   0.6494   0.08008   0.07058  -0.0621   0.4539   0.4740
   8.750   0.6218   0.08551   0.07610  -0.0628   0.4428   0.4745
   9.000   0.6514   0.08610   0.07680  -0.0642   0.4390   0.4773
   9.500   0.6699   0.09120   0.08205  -0.0676   0.4246   0.4824
   9.750   0.7033   0.09132   0.08231  -0.0684   0.4210   0.4858
  10.000   0.6889   0.09559   0.08671  -0.0689   0.4104   0.4869
  10.250   0.7138   0.09618   0.08746  -0.0690   0.4055   0.4899
  10.750   0.7351   0.10050   0.09203  -0.0708   0.3897   0.4959
  11.000   0.7780   0.10003   0.09164  -0.0724   0.3859   0.5013
  11.250   0.7638   0.10437   0.09611  -0.0732   0.3732   0.5023
  11.500   0.7970   0.10377   0.09570  -0.0728   0.3690   0.5058
  11.750   0.7880   0.10772   0.09978  -0.0739   0.3563   0.5073
  12.250   0.8203   0.11051   0.10283  -0.0753   0.3388   0.5144
  12.500   0.8215   0.11378   0.10616  -0.0771   0.3263   0.5177
  12.750   0.8551   0.11231   0.10492  -0.0759   0.3212   0.5222
  13.000   0.8501   0.11585   0.10858  -0.0770   0.3078   0.5246
  13.250   0.8518   0.11874   0.11160  -0.0781   0.2955   0.5277
  13.500   0.8919   0.11669   0.10967  -0.0779   0.2897   0.5353
  14.000   0.8907   0.12290   0.11616  -0.0800   0.2635   0.5403
  14.500   0.9350   0.12282   0.11633  -0.0804   0.2450   0.5520
  14.750   0.9375   0.12565   0.11931  -0.0813   0.2322   0.5551
  15.250   0.9857   0.12410   0.11802  -0.0806   0.2141   0.5697
  15.750   1.0042   0.12786   0.12198  -0.0820   0.1903   0.5804
  16.000   1.0388   0.12509   0.11924  -0.0805   0.1808   0.5901
  16.250   1.0525   0.12625   0.12043  -0.0808   0.1692   0.5972
  16.500   1.0571   0.12940   0.12361  -0.0824   0.1579   0.6037
  16.750   1.0703   0.13056   0.12476  -0.0825   0.1482   0.6112
  17.000   1.0881   0.13104   0.12515  -0.0826   0.1387   0.6213
  17.250   1.0826   0.13608   0.13035  -0.0850   0.1305   0.6260
  17.500   1.1018   0.13628   0.13043  -0.0850   0.1227   0.6376
  17.750   1.0925   0.14224   0.13663  -0.0881   0.1159   0.6419
  18.000   1.1149   0.14166   0.13588  -0.0875   0.1094   0.6555
  18.250   1.0983   0.14938   0.14394  -0.0919   0.1042   0.6587
  18.500   1.1069   0.15174   0.14634  -0.0933   0.0988   0.6705
  18.750   1.1105   0.15508   0.14976  -0.0950   0.0944   0.6808
  19.000   1.0807   0.16627   0.16126  -0.1020   0.0906   0.6796
<< Back to NREL's S818 Airfoil (s818-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


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