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