NREL's S819 Airfoil (s819-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S819 Airfoil (s819-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.91 at α=0.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s819-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s819-nr-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S819 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-17.500 -0.5768 0.17809 0.17042 -0.0185 1.0000 0.1403
-17.250 -0.5870 0.16804 0.16044 -0.0228 1.0000 0.1265
-17.000 -0.6586 0.14577 0.13831 -0.0347 1.0000 0.1139
-16.750 -0.6729 0.13756 0.13008 -0.0380 1.0000 0.1099
-16.500 -0.7295 0.12413 0.11650 -0.0452 1.0000 0.1085
-16.250 -0.7713 0.11458 0.10675 -0.0501 1.0000 0.1077
-16.000 -0.8070 0.10672 0.09864 -0.0540 1.0000 0.1064
-15.750 -0.8381 0.10037 0.09204 -0.0571 1.0000 0.1053
-15.500 -0.8684 0.09496 0.08634 -0.0596 1.0000 0.1044
-15.250 -0.8034 0.09580 0.08695 -0.0563 1.0000 0.0979
-15.000 -0.7852 0.09379 0.08464 -0.0557 1.0000 0.0939
-14.750 -0.7880 0.09066 0.08117 -0.0565 1.0000 0.0915
-14.500 -0.7182 0.09358 0.08394 -0.0522 1.0000 0.0882
-14.250 -0.6537 0.09743 0.08766 -0.0474 1.0000 0.0864
-14.000 -0.6094 0.09994 0.09008 -0.0439 1.0000 0.0852
-13.750 -0.5731 0.10185 0.09189 -0.0411 1.0000 0.0833
-13.500 -0.5407 0.10353 0.09347 -0.0387 1.0000 0.0816
-13.250 -0.5111 0.10498 0.09484 -0.0364 1.0000 0.0804
-13.000 -0.4872 0.10568 0.09548 -0.0348 1.0000 0.0795
-12.750 -0.4649 0.10632 0.09610 -0.0331 1.0000 0.0793
-12.500 -0.4469 0.10630 0.09606 -0.0319 1.0000 0.0791
-12.250 -0.4316 0.10591 0.09567 -0.0309 1.0000 0.0794
-12.000 -0.4191 0.10504 0.09481 -0.0301 1.0000 0.0797
-11.750 -0.4092 0.10376 0.09355 -0.0295 1.0000 0.0805
-11.500 -0.4012 0.10216 0.09196 -0.0291 1.0000 0.0813
-11.250 -0.3953 0.10026 0.09007 -0.0287 1.0000 0.0827
-11.000 -0.3903 0.09820 0.08802 -0.0284 1.0000 0.0840
-10.750 -0.3432 0.10403 0.09504 -0.0244 1.0000 0.1942
-10.500 -0.3541 0.09935 0.09022 -0.0253 1.0000 0.2235
-10.250 -0.3636 0.09522 0.08596 -0.0259 1.0000 0.2366
-10.000 -0.3730 0.09143 0.08206 -0.0263 1.0000 0.2483
-9.750 -0.3777 0.08860 0.07916 -0.0263 1.0000 0.2582
-9.500 -0.3823 0.08614 0.07663 -0.0261 1.0000 0.2683
-9.250 -0.3895 0.08344 0.07385 -0.0258 1.0000 0.2760
-9.000 -0.3879 0.08276 0.07315 -0.0247 1.0000 0.2890
-8.750 -0.2137 0.10860 0.09886 -0.0098 1.0000 0.4855
-8.500 -0.2028 0.10830 0.09850 -0.0081 1.0000 0.5036
-8.250 -0.1897 0.10769 0.09781 -0.0066 1.0000 0.5202
-8.000 -0.1768 0.10697 0.09703 -0.0051 1.0000 0.5367
-7.750 -0.1686 0.10678 0.09680 -0.0032 1.0000 0.5536
-7.500 -0.1409 0.10338 0.09332 -0.0036 1.0000 0.5594
-7.250 -0.1296 0.10203 0.09194 -0.0028 1.0000 0.5632
-7.000 -0.1338 0.10231 0.09224 -0.0005 1.0000 0.5690
-6.750 -0.1334 0.10158 0.09154 0.0013 1.0000 0.5715
-6.500 -0.1142 0.09913 0.08907 0.0015 1.0000 0.5737
-6.250 -0.1007 0.09760 0.08755 0.0024 1.0000 0.5775
-6.000 -0.1000 0.09734 0.08734 0.0046 1.0000 0.5837
-5.750 -0.1106 0.09770 0.08778 0.0079 1.0000 0.5876
-5.500 -0.0936 0.09554 0.08566 0.0085 1.0000 0.5903
-5.250 -0.0865 0.09463 0.08482 0.0104 1.0000 0.5944
-5.000 -0.0983 0.09536 0.08566 0.0143 1.0000 0.6007
-4.750 -0.1154 0.09601 0.08643 0.0187 1.0000 0.6040
-4.500 -0.1103 0.09505 0.08555 0.0208 1.0000 0.6065
-4.250 -0.1137 0.09507 0.08566 0.0236 1.0000 0.6107
-4.000 -0.1435 0.09720 0.08791 0.0292 1.0000 0.6181
-3.750 -0.1499 0.09696 0.08776 0.0318 1.0000 0.6205
-3.500 -0.1453 0.09634 0.08722 0.0332 1.0000 0.6237
-3.250 -0.1157 0.09513 0.08600 0.0289 0.9922 0.6301
-3.000 -0.0847 0.09381 0.08465 0.0231 0.9790 0.6366
-2.750 -0.0267 0.09087 0.08168 0.0147 0.9655 0.6422
-2.500 -0.0086 0.09053 0.08135 0.0116 0.9515 0.6517
-2.250 0.0523 0.08707 0.07789 0.0033 0.9380 0.6564
-1.750 0.1320 0.08312 0.07397 -0.0074 0.9120 0.6710
-1.500 0.1691 0.08153 0.07241 -0.0119 0.8991 0.6806
-1.250 0.2054 0.07938 0.07032 -0.0160 0.8852 0.6861
-1.000 0.2444 0.07753 0.06852 -0.0201 0.8715 0.6952
-0.750 0.2788 0.07562 0.06667 -0.0237 0.8586 0.7021
-0.500 0.3041 0.07496 0.06604 -0.0258 0.8472 0.7145
-0.250 0.3835 0.07019 0.06138 -0.0360 0.8375 0.7221
0.000 0.4035 0.06933 0.06058 -0.0364 0.8235 0.7330
0.250 0.4238 0.06877 0.06007 -0.0367 0.8099 0.7454
0.500 0.4720 0.06597 0.05739 -0.0413 0.7972 0.7529
0.750 0.5078 0.06422 0.05568 -0.0441 0.7874 0.7646
2.000 0.1488 0.07174 0.06287 0.0061 0.7234 0.6039
2.250 0.0825 0.07155 0.06260 0.0125 0.7126 0.5813
2.500 0.1115 0.06939 0.06044 0.0086 0.7059 0.5776
2.750 0.0639 0.06850 0.05940 0.0092 0.6963 0.5687
3.000 0.0969 0.06703 0.05792 0.0050 0.6888 0.5689
3.250 0.0837 0.06754 0.05844 0.0058 0.6805 0.5679
3.500 0.1294 0.06597 0.05684 -0.0006 0.6732 0.5696
3.750 0.1187 0.06686 0.05771 -0.0011 0.6652 0.5700
4.000 0.1514 0.06671 0.05767 -0.0025 0.6584 0.5731
4.250 0.1438 0.06815 0.05915 -0.0020 0.6527 0.5750
4.500 0.1551 0.06899 0.06007 -0.0029 0.6464 0.5785
4.750 0.1892 0.06918 0.06026 -0.0071 0.6395 0.5845
5.000 0.1886 0.07075 0.06186 -0.0086 0.6356 0.5878
5.250 0.1945 0.07214 0.06336 -0.0082 0.6313 0.5912
5.500 0.2274 0.07279 0.06410 -0.0104 0.6238 0.5972
5.750 0.2322 0.07466 0.06597 -0.0133 0.6218 0.6016
6.000 0.2348 0.07650 0.06790 -0.0140 0.6199 0.6050
6.250 0.2387 0.07848 0.06998 -0.0145 0.6196 0.6087
6.500 0.2481 0.08064 0.07222 -0.0163 0.6213 0.6142
6.750 0.2654 0.08295 0.07463 -0.0192 0.6238 0.6209
7.000 0.2004 0.08934 0.08101 -0.0226 0.7218 0.6188
7.250 0.2097 0.09036 0.08220 -0.0217 0.7078 0.6237
7.500 0.2192 0.09164 0.08357 -0.0221 0.6950 0.6300
7.750 0.2371 0.09346 0.08549 -0.0236 0.6814 0.6375
8.000 0.2553 0.09561 0.08779 -0.0245 0.6696 0.6449
8.250 0.2828 0.09821 0.09050 -0.0269 0.6560 0.6541
8.500 0.3080 0.10075 0.09321 -0.0284 0.6408 0.6634
8.750 0.3267 0.10290 0.09551 -0.0292 0.6253 0.6721
9.000 0.3424 0.10495 0.09766 -0.0305 0.6095 0.6821
9.250 0.3471 0.10650 0.09935 -0.0299 0.5947 0.6890
9.500 0.3632 0.10887 0.10184 -0.0313 0.5790 0.6995
9.750 0.3686 0.11087 0.10398 -0.0309 0.5647 0.7074
10.000 0.3820 0.11332 0.10655 -0.0317 0.5491 0.7181
10.250 0.3954 0.11591 0.10926 -0.0326 0.5336 0.7298
10.500 0.4028 0.11830 0.11180 -0.0325 0.5198 0.7395
10.750 0.4148 0.12086 0.11450 -0.0329 0.5040 0.7514
11.000 0.5092 0.11401 0.10799 -0.0247 0.4021 0.7904
11.250 0.4981 0.11836 0.11242 -0.0261 0.3984 0.7986
11.500 0.5000 0.12296 0.11717 -0.0277 0.3998 0.8117
11.750 0.5124 0.12284 0.11721 -0.0253 0.3720 0.8328
12.000 0.5077 0.12643 0.12092 -0.0259 0.3662 0.8481
12.250 0.5172 0.12845 0.12313 -0.0248 0.3557 0.8750
12.500 0.5199 0.13186 0.12676 -0.0244 0.3544 0.9089
12.750 0.5264 0.13346 0.12850 -0.0258 0.3374 1.0000
13.000 0.5567 0.13814 0.13323 -0.0313 0.3226 1.0000
13.250 0.5755 0.14209 0.13722 -0.0358 0.3070 1.0000
14.500 0.6026 0.17191 0.16702 -0.0576 0.3228 1.0000
14.750 0.5869 0.17290 0.16794 -0.0608 0.3170 1.0000
15.000 0.6170 0.17927 0.17434 -0.0624 0.3070 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S819 Airfoil (s819-nr)