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 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
<< Back to NREL's S819 Airfoil (s819-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S819 Airfoil (s819-nr)