NREL's S820 Airfoil (s820-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S820 Airfoil (s820-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.8 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s820-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s820-nr-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S820 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.3857 0.13226 0.12616 -0.0314 1.0000 0.2933
-10.500 -0.4065 0.13185 0.12587 -0.0289 1.0000 0.3046
-10.250 -0.4194 0.13104 0.12514 -0.0261 1.0000 0.3179
-10.000 -0.4188 0.12896 0.12310 -0.0235 1.0000 0.3323
-9.750 -0.4228 0.12714 0.12135 -0.0209 1.0000 0.3470
-9.500 -0.4269 0.12546 0.11972 -0.0183 1.0000 0.3618
-9.250 -0.4308 0.12357 0.11790 -0.0157 1.0000 0.3771
-9.000 -0.4259 0.12110 0.11547 -0.0134 1.0000 0.3923
-8.500 -0.4180 0.11608 0.11052 -0.0089 1.0000 0.4234
-8.250 -0.4181 0.11396 0.10842 -0.0067 1.0000 0.4382
-8.000 -0.4251 0.11212 0.10663 -0.0042 1.0000 0.4515
-7.750 -0.4229 0.10913 0.10367 -0.0030 1.0000 0.4550
-7.250 -0.5255 0.10002 0.09489 -0.0056 1.0000 0.3646
-7.000 -0.5845 0.09379 0.08883 -0.0080 1.0000 0.3220
-6.750 -0.6295 0.08992 0.08507 -0.0065 1.0000 0.3142
-6.500 -0.6721 0.08484 0.08006 -0.0064 1.0000 0.3083
-6.250 -0.7238 0.07891 0.07405 -0.0071 1.0000 0.3018
-6.000 -0.7619 0.07043 0.06493 -0.0121 1.0000 0.2600
-5.750 -0.7442 0.06261 0.05573 -0.0164 1.0000 0.1704
-5.500 -0.7234 0.05783 0.05031 -0.0157 1.0000 0.1368
-5.250 -0.7031 0.05518 0.04649 -0.0140 1.0000 0.1139
-5.000 -0.6841 0.05138 0.04252 -0.0130 1.0000 0.1057
-4.750 -0.6629 0.04917 0.03971 -0.0115 1.0000 0.0973
-4.500 -0.6418 0.04654 0.03672 -0.0102 1.0000 0.0919
-4.250 -0.6181 0.04543 0.03477 -0.0083 1.0000 0.0864
-4.000 -0.5961 0.04315 0.03238 -0.0073 1.0000 0.0851
-3.750 -0.5737 0.04156 0.03053 -0.0060 1.0000 0.0854
-3.500 -0.5512 0.04037 0.02910 -0.0046 1.0000 0.0866
-3.250 -0.1423 0.04849 0.03997 -0.0291 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1373 0.04816 0.03944 -0.0273 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1320 0.04787 0.03896 -0.0255 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1268 0.04760 0.03850 -0.0237 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1214 0.04735 0.03809 -0.0218 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1159 0.04712 0.03771 -0.0200 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1104 0.04691 0.03736 -0.0181 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1049 0.04671 0.03703 -0.0163 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0994 0.04652 0.03672 -0.0144 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0940 0.04635 0.03642 -0.0125 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0886 0.04619 0.03614 -0.0106 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0834 0.04603 0.03590 -0.0086 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0783 0.04588 0.03566 -0.0067 1.0000 1.0000
0.000 -0.0735 0.04574 0.03543 -0.0047 1.0000 1.0000
0.250 -0.0688 0.04559 0.03521 -0.0027 1.0000 1.0000
0.500 -0.0644 0.04544 0.03499 -0.0006 1.0000 1.0000
0.750 -0.0604 0.04528 0.03476 0.0014 1.0000 1.0000
1.000 -0.0567 0.04511 0.03454 0.0036 1.0000 1.0000
1.250 -0.0534 0.04493 0.03431 0.0057 1.0000 1.0000
1.500 -0.0505 0.04473 0.03407 0.0080 1.0000 1.0000
1.750 -0.0482 0.04451 0.03381 0.0103 1.0000 1.0000
2.000 -0.0464 0.04425 0.03351 0.0126 1.0000 1.0000
2.250 -0.0452 0.04396 0.03319 0.0150 1.0000 1.0000
2.500 -0.0445 0.04363 0.03284 0.0175 1.0000 1.0000
2.750 -0.0442 0.04327 0.03247 0.0200 1.0000 1.0000
3.000 -0.0437 0.04289 0.03208 0.0224 1.0000 1.0000
3.250 -0.0424 0.04256 0.03173 0.0246 1.0000 1.0000
3.500 -0.0373 0.04245 0.03161 0.0260 1.0000 1.0000
3.750 -0.0273 0.04269 0.03182 0.0264 1.0000 1.0000
4.000 -0.0134 0.04321 0.03232 0.0261 1.0000 1.0000
4.250 0.0027 0.04395 0.03305 0.0254 1.0000 1.0000
4.500 0.0200 0.04487 0.03396 0.0244 1.0000 1.0000
4.750 0.0380 0.04592 0.03501 0.0232 1.0000 1.0000
5.000 0.0656 0.04780 0.03690 0.0200 0.9959 1.0000
5.250 0.1064 0.05091 0.04002 0.0143 0.9845 1.0000
5.500 0.1431 0.05373 0.04288 0.0095 0.9712 1.0000
5.750 0.1706 0.05547 0.04472 0.0063 0.9538 1.0000
6.000 0.2031 0.05783 0.04714 0.0025 0.9352 1.0000
6.250 0.2411 0.06085 0.05024 -0.0022 0.9168 1.0000
6.500 0.2631 0.06238 0.05186 -0.0041 0.8952 1.0000
6.750 0.3055 0.06569 0.05532 -0.0090 0.8723 1.0000
7.000 0.3385 0.06775 0.05751 -0.0119 0.8430 1.0000
7.250 0.4329 0.06636 0.05636 -0.0164 0.7367 1.0000
7.500 0.4721 0.06684 0.05701 -0.0180 0.7064 1.0000
7.750 0.5116 0.06717 0.05756 -0.0194 0.6794 1.0000
8.000 0.5568 0.06704 0.05765 -0.0209 0.6539 1.0000
8.250 0.6037 0.06624 0.05712 -0.0220 0.6287 1.0000
8.500 0.6370 0.06548 0.05663 -0.0217 0.6023 1.0000
8.750 0.6761 0.06398 0.05540 -0.0212 0.5756 1.0000
9.000 0.7237 0.06109 0.05286 -0.0202 0.5483 1.0000
9.250 0.7852 0.05579 0.04803 -0.0185 0.5197 1.0000
9.500 0.8937 0.04319 0.03613 -0.0152 0.4822 1.0000
9.750 0.9768 0.03645 0.02876 -0.0125 0.3795 1.0000
10.000 1.0005 0.03771 0.02944 -0.0109 0.3181 1.0000
10.250 1.0379 0.03941 0.03064 -0.0112 0.2672 1.0000
10.500 1.0657 0.04160 0.03282 -0.0111 0.2327 1.0000
10.750 1.0961 0.04404 0.03519 -0.0115 0.2034 1.0000
11.000 1.1238 0.04674 0.03785 -0.0118 0.1790 1.0000
11.250 1.1396 0.04959 0.04088 -0.0107 0.1613 1.0000
11.500 1.1528 0.05260 0.04406 -0.0094 0.1469 1.0000
11.750 1.1608 0.05581 0.04747 -0.0077 0.1355 1.0000
12.000 1.1732 0.05936 0.05113 -0.0067 0.1249 1.0000
12.250 1.1583 0.06251 0.05471 -0.0029 0.1216 1.0000
12.500 1.1696 0.06610 0.05835 -0.0021 0.1123 1.0000
12.750 1.1475 0.06950 0.06213 0.0015 0.1111 1.0000
13.000 1.1253 0.07341 0.06638 0.0042 0.1104 1.0000
13.250 1.1017 0.07769 0.07096 0.0062 0.1102 1.0000
13.500 1.0762 0.08244 0.07596 0.0076 0.1103 1.0000
13.750 1.0494 0.08771 0.08140 0.0081 0.1109 1.0000
14.000 1.0227 0.09351 0.08737 0.0077 0.1116 1.0000
14.250 0.9961 0.09992 0.09392 0.0065 0.1124 1.0000
14.500 0.9735 0.10679 0.10089 0.0047 0.1132 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S820 Airfoil (s820-nr)