XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NREL's S815 Airfoil 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -7.000 -0.0426 0.12461 0.11748 -0.0300 0.9753 0.3643 -6.750 -0.0089 0.12178 0.11464 -0.0350 0.9679 0.3671 -6.500 0.0195 0.11928 0.11214 -0.0397 0.9602 0.3709 -6.250 0.0011 0.12071 0.11350 -0.0441 0.9508 0.3759 -6.000 0.0448 0.11569 0.10850 -0.0480 0.9403 0.3765 -5.750 0.0930 0.11109 0.10392 -0.0533 0.9349 0.3775 -5.500 0.1282 0.10768 0.10055 -0.0563 0.9219 0.3788 -5.250 0.1620 0.10465 0.09754 -0.0595 0.9096 0.3807 -5.000 0.1999 0.10151 0.09441 -0.0641 0.9028 0.3832 -4.750 0.2262 0.09904 0.09196 -0.0667 0.8890 0.3863 -4.500 0.1897 0.10262 0.09543 -0.0680 0.8749 0.3935 -4.250 0.2496 0.09652 0.08935 -0.0742 0.8689 0.3941 -4.000 0.3015 0.09186 0.08468 -0.0796 0.8559 0.3950 -3.750 0.3613 0.08745 0.08023 -0.0875 0.8449 0.3965 -3.500 0.4218 0.08355 0.07623 -0.0963 0.8316 0.3986 -3.250 0.4715 0.08065 0.07320 -0.1034 0.8131 0.4013 -3.000 0.5107 0.07857 0.07096 -0.1090 0.7936 0.4051 -2.750 0.4720 0.08277 0.07499 -0.1078 0.7762 0.4118 -2.500 0.5153 0.07899 0.07112 -0.1107 0.7593 0.4125 -2.250 0.5511 0.07626 0.06833 -0.1127 0.7447 0.4134 -2.000 0.5836 0.07421 0.06619 -0.1146 0.7326 0.4146 -1.750 0.6065 0.07289 0.06485 -0.1148 0.7205 0.4162 -1.500 0.6283 0.07182 0.06375 -0.1151 0.7107 0.4183 -1.250 0.6448 0.07104 0.06297 -0.1147 0.7012 0.4210 -1.000 0.6591 0.07053 0.06240 -0.1147 0.6935 0.4248 -0.750 0.6064 0.07439 0.06632 -0.1090 0.6864 0.4305 -0.500 0.6427 0.07156 0.06346 -0.1104 0.6789 0.4312 -0.250 0.6733 0.06953 0.06145 -0.1111 0.6725 0.4323 0.000 0.6952 0.06823 0.06025 -0.1105 0.6657 0.4338 0.250 0.7185 0.06716 0.05919 -0.1105 0.6600 0.4360 0.500 0.7413 0.06634 0.05833 -0.1110 0.6555 0.4390 0.750 0.7460 0.06625 0.05841 -0.1086 0.6498 0.4426 1.000 0.6865 0.06989 0.06212 -0.1015 0.6457 0.4494 1.250 0.7210 0.06750 0.05976 -0.1025 0.6405 0.4502 1.500 0.7572 0.06553 0.05777 -0.1042 0.6364 0.4513 1.750 0.7733 0.06476 0.05717 -0.1026 0.6318 0.4527 2.000 0.7869 0.06427 0.05681 -0.1008 0.6273 0.4547 2.250 0.8006 0.06387 0.05651 -0.0995 0.6233 0.4575 2.500 0.8116 0.06360 0.05629 -0.0982 0.6197 0.4617 2.750 0.7528 0.06626 0.05897 -0.0902 0.6171 0.4688 3.000 0.7753 0.06496 0.05782 -0.0891 0.6127 0.4697 3.250 0.7885 0.06442 0.05746 -0.0867 0.6085 0.4709 3.500 0.8056 0.06388 0.05704 -0.0852 0.6044 0.4730 3.750 0.8232 0.06339 0.05662 -0.0841 0.6006 0.4759 4.000 0.8378 0.06306 0.05631 -0.0832 0.5975 0.4810 4.250 0.7356 0.06698 0.06035 -0.0675 0.5949 0.4883 4.500 0.6745 0.06929 0.06294 -0.0535 0.5891 0.4887 4.750 0.6610 0.06970 0.06350 -0.0469 0.5841 0.4897 5.000 0.7200 0.06746 0.06130 -0.0519 0.5807 0.4917 5.250 0.7719 0.06566 0.05951 -0.0563 0.5777 0.4952 5.500 0.1623 0.09864 0.09280 0.0138 0.5538 0.4887 5.750 0.1068 0.10251 0.09675 0.0190 0.5484 0.4890 6.000 0.1091 0.10243 0.09675 0.0218 0.5435 0.4901 6.250 0.1576 0.09965 0.09403 0.0223 0.5392 0.4926 6.500 0.0175 0.11397 0.10854 0.0247 0.5950 0.4912 6.750 0.0153 0.11160 0.10620 0.0290 0.5646 0.4931 7.000 0.0301 0.11165 0.10631 0.0293 0.5608 0.4961 7.250 0.0326 0.11251 0.10724 0.0286 0.5601 0.5003 7.500 0.1209 0.10380 0.09843 0.0231 0.5084 0.5098 7.750 0.1464 0.10230 0.09700 0.0245 0.5019 0.5119 8.000 0.2146 0.09841 0.09315 0.0234 0.4982 0.5168 8.250 0.3999 0.08598 0.08005 -0.0424 0.4816 0.4338 8.500 0.3986 0.08842 0.08253 -0.0446 0.4698 0.4342 8.750 0.4420 0.08725 0.08144 -0.0462 0.4633 0.4362 9.000 0.4565 0.08868 0.08291 -0.0484 0.4529 0.4376 9.250 0.4988 0.08792 0.08218 -0.0517 0.4448 0.4402 9.500 0.6150 0.08271 0.07679 -0.0626 0.4416 0.4493 9.750 0.5938 0.08700 0.08115 -0.0630 0.4259 0.4499 10.000 0.6421 0.08401 0.07837 -0.0606 0.4232 0.4529 10.250 0.7061 0.07979 0.07431 -0.0597 0.4217 0.4572 10.500 0.6863 0.08433 0.07888 -0.0607 0.4049 0.4582 10.750 0.6800 0.08782 0.08242 -0.0620 0.3896 0.4600 11.000 0.7753 0.08182 0.07634 -0.0665 0.3871 0.4688 11.250 0.8385 0.07598 0.07073 -0.0638 0.3863 0.4735 11.500 0.9226 0.06814 0.06302 -0.0626 0.3867 0.4826 11.750 1.1635 0.04716 0.04206 -0.0671 0.3892 0.5024 12.000 1.1780 0.04730 0.04220 -0.0671 0.3758 0.5078 12.250 1.2032 0.04589 0.04087 -0.0655 0.3625 0.5119 12.500 1.2098 0.04612 0.04114 -0.0636 0.3475 0.5159 12.750 1.2015 0.04795 0.04302 -0.0619 0.3308 0.5197 13.000 1.1880 0.05089 0.04597 -0.0612 0.3117 0.5236 13.250 1.1819 0.05350 0.04851 -0.0609 0.2897 0.5275 13.500 1.1814 0.05521 0.05007 -0.0595 0.2671 0.5308 13.750 1.1795 0.05740 0.05202 -0.0585 0.2448 0.5346 14.000 1.1704 0.06088 0.05539 -0.0583 0.2245 0.5381 14.250 1.1657 0.06431 0.05865 -0.0588 0.2055 0.5426 14.500 1.1638 0.06758 0.06175 -0.0593 0.1882 0.5468 14.750 1.1618 0.07050 0.06457 -0.0591 0.1736 0.5499 15.000 1.1629 0.07325 0.06721 -0.0590 0.1603 0.5541 15.250 1.1692 0.07569 0.06945 -0.0592 0.1478 0.5597 15.500 1.1701 0.07930 0.07307 -0.0606 0.1373 0.5652 15.750 1.1735 0.08192 0.07572 -0.0605 0.1280 0.5693 16.000 1.1845 0.08374 0.07738 -0.0603 0.1191 0.5754 16.250 1.1869 0.08721 0.08094 -0.0615 0.1118 0.5813 16.500 1.1981 0.08930 0.08297 -0.0618 0.1049 0.5871 16.750 1.2023 0.09215 0.08590 -0.0623 0.0991 0.5925 17.000 1.2163 0.09423 0.08791 -0.0628 0.0934 0.6007 17.250 1.2199 0.09736 0.09117 -0.0637 0.0889 0.6062 17.500 1.2405 0.09822 0.09189 -0.0632 0.0840 0.6148 17.750 1.2380 0.10268 0.09658 -0.0653 0.0808 0.6211 18.000 1.2479 0.10480 0.09877 -0.0656 0.0773 0.6276 18.250 1.2634 0.10671 0.10064 -0.0660 0.0740 0.6370 18.500 1.2573 0.11145 0.10565 -0.0682 0.0718 0.6425 18.750 1.2572 0.11510 0.10949 -0.0696 0.0696 0.6489 19.000 1.2939 0.11420 0.10830 -0.0683 0.0664 0.6633 19.250 1.2746 0.12058 0.11507 -0.0716 0.0655 0.6669