NREL's S801 Airfoil (s801-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S801 Airfoil (s801-nr) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 52.1 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s801-nr-100000.txt Download as CSV file: xf-s801-nr-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S801 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.3984 0.11953 0.11513 -0.0389 1.0000 0.1070
-9.500 -0.4301 0.11944 0.11518 -0.0375 1.0000 0.1076
-9.250 -0.4598 0.11710 0.11295 -0.0436 0.9963 0.1082
-9.000 -0.4042 0.11214 0.10788 -0.0357 0.9969 0.1129
-8.750 -0.3951 0.10833 0.10407 -0.0411 0.9918 0.1205
-8.500 -0.4288 0.10369 0.09953 -0.0552 0.9807 0.1229
-8.250 -0.3699 0.09996 0.09570 -0.0483 0.9825 0.1302
-8.000 -0.3913 0.09566 0.09147 -0.0587 0.9726 0.1374
-7.750 -0.3846 0.09140 0.08723 -0.0593 0.9660 0.1404
-7.500 -0.3562 0.08846 0.08425 -0.0591 0.9630 0.1469
-7.250 -0.4241 0.08276 0.07838 -0.0755 0.9450 0.1536
-6.750 -0.3745 0.07711 0.07293 -0.0690 0.9395 0.1641
-6.500 -0.3690 0.07202 0.06777 -0.0746 0.9341 0.1738
-6.250 -0.3761 0.06983 0.06554 -0.0737 0.9264 0.1808
-6.000 -0.3772 0.05049 0.04450 -0.0894 0.9203 0.0956
-5.750 -0.3543 0.04454 0.03776 -0.0906 0.9172 0.0778
-5.500 -0.3394 0.04201 0.03489 -0.0899 0.9125 0.0771
-5.250 -0.3118 0.03920 0.03162 -0.0911 0.9092 0.0764
-5.000 -0.2784 0.03651 0.02845 -0.0929 0.9068 0.0750
-4.750 -0.2427 0.03445 0.02593 -0.0946 0.9048 0.0750
-4.500 -0.2194 0.03333 0.02451 -0.0942 0.9020 0.0765
-4.250 -0.2018 0.03277 0.02369 -0.0927 0.8981 0.0792
-4.000 -0.1762 0.03154 0.02243 -0.0927 0.8950 0.0828
-3.750 -0.1462 0.03069 0.02157 -0.0933 0.8922 0.0874
-3.500 -0.1138 0.02994 0.02073 -0.0941 0.8901 0.0944
-3.250 -0.0830 0.02922 0.02016 -0.0951 0.8882 0.1097
-3.000 -0.0733 0.02890 0.02003 -0.0928 0.8840 0.1294
-2.750 -0.0450 0.02671 0.01940 -0.0947 0.8813 0.3740
-2.500 -0.0402 0.02678 0.02080 -0.0890 0.8783 0.6476
-2.250 -0.0254 0.02801 0.02198 -0.0849 0.8753 0.7433
-2.000 -0.0188 0.02901 0.02293 -0.0792 0.8721 0.7861
-1.750 -0.0258 0.02968 0.02359 -0.0724 0.8682 0.8099
-1.500 -0.0236 0.03012 0.02397 -0.0669 0.8643 0.8352
-1.250 -0.0175 0.03041 0.02418 -0.0620 0.8612 0.8620
-1.000 -0.0076 0.03056 0.02424 -0.0575 0.8585 0.8895
-0.750 -0.0135 0.03064 0.02429 -0.0515 0.8545 0.9104
-0.500 -0.0102 0.03069 0.02428 -0.0473 0.8508 0.9333
-0.250 0.0196 0.03085 0.02433 -0.0476 0.8471 0.9607
0.000 0.1180 0.03162 0.02484 -0.0607 0.8442 0.9868
0.250 0.1944 0.03224 0.02525 -0.0705 0.8416 1.0000
0.500 0.1615 0.03257 0.02560 -0.0621 0.8350 1.0000
0.750 0.1764 0.03284 0.02579 -0.0611 0.8303 1.0000
1.000 0.2159 0.03323 0.02605 -0.0637 0.8268 1.0000
1.250 0.2076 0.03380 0.02661 -0.0598 0.8197 1.0000
1.500 0.2389 0.03427 0.02699 -0.0614 0.8145 1.0000
1.750 0.2782 0.03479 0.02743 -0.0640 0.8101 1.0000
2.000 0.2874 0.03550 0.02811 -0.0628 0.8020 1.0000
2.250 0.3290 0.03594 0.02848 -0.0657 0.7972 1.0000
2.500 0.3457 0.03672 0.02925 -0.0655 0.7890 1.0000
2.750 0.3824 0.03717 0.02967 -0.0676 0.7828 1.0000
3.000 0.4080 0.03788 0.03036 -0.0684 0.7752 1.0000
3.250 0.4411 0.03833 0.03081 -0.0700 0.7678 1.0000
3.500 0.4697 0.03895 0.03143 -0.0710 0.7597 1.0000
3.750 0.5037 0.03934 0.03182 -0.0726 0.7520 1.0000
4.000 0.5298 0.03999 0.03250 -0.0732 0.7428 1.0000
4.250 0.5694 0.04013 0.03267 -0.0752 0.7358 1.0000
4.500 0.5919 0.04082 0.03340 -0.0754 0.7251 1.0000
4.750 0.6393 0.04052 0.03316 -0.0779 0.7193 1.0000
5.000 0.6601 0.04118 0.03387 -0.0777 0.7073 1.0000
5.250 0.7153 0.04025 0.03302 -0.0806 0.7029 1.0000
5.500 0.7365 0.04073 0.03358 -0.0802 0.6901 1.0000
5.750 0.7916 0.03939 0.03234 -0.0826 0.6852 1.0000
6.000 0.8214 0.03915 0.03220 -0.0827 0.6735 1.0000
6.250 0.8857 0.03663 0.02983 -0.0854 0.6701 1.0000
6.500 0.9180 0.03583 0.02915 -0.0852 0.6581 1.0000
6.750 0.9976 0.03184 0.02537 -0.0890 0.6565 1.0000
7.000 1.0298 0.03079 0.02445 -0.0886 0.6436 1.0000
7.250 1.0732 0.02895 0.02279 -0.0892 0.6316 1.0000
7.500 1.1225 0.02669 0.02070 -0.0903 0.6180 1.0000
7.750 1.1573 0.02517 0.01931 -0.0898 0.5994 1.0000
8.000 1.1804 0.02426 0.01851 -0.0880 0.5760 1.0000
8.250 1.1908 0.02408 0.01842 -0.0847 0.5446 1.0000
8.500 1.2104 0.02352 0.01776 -0.0824 0.4968 1.0000
8.750 1.2274 0.02356 0.01727 -0.0798 0.4238 1.0000
9.000 1.2257 0.02507 0.01828 -0.0757 0.3596 1.0000
9.250 1.2211 0.02700 0.01977 -0.0719 0.3084 1.0000
9.500 1.2187 0.02903 0.02144 -0.0688 0.2662 1.0000
9.750 1.2196 0.03105 0.02313 -0.0662 0.2332 1.0000
10.000 1.2246 0.03294 0.02480 -0.0642 0.2060 1.0000
10.250 1.2336 0.03475 0.02636 -0.0625 0.1846 1.0000
10.500 1.2452 0.03643 0.02797 -0.0612 0.1664 1.0000
10.750 1.2602 0.03804 0.02950 -0.0602 0.1515 1.0000
11.000 1.2782 0.03960 0.03098 -0.0595 0.1389 1.0000
11.250 1.3021 0.04113 0.03235 -0.0593 0.1276 1.0000
11.500 1.3194 0.04269 0.03405 -0.0585 0.1190 1.0000
11.750 1.3447 0.04440 0.03582 -0.0584 0.1107 1.0000
12.000 1.3695 0.04603 0.03745 -0.0584 0.1038 1.0000
12.250 1.3959 0.04819 0.03977 -0.0585 0.0977 1.0000
12.500 1.4102 0.05013 0.04189 -0.0576 0.0929 1.0000
12.750 1.4465 0.05285 0.04460 -0.0590 0.0875 1.0000
13.000 1.4464 0.05525 0.04742 -0.0567 0.0848 1.0000
13.250 1.4518 0.05771 0.05014 -0.0551 0.0816 1.0000
13.500 1.4621 0.06014 0.05271 -0.0542 0.0786 1.0000
13.750 1.4780 0.06397 0.05666 -0.0541 0.0754 1.0000
14.000 1.4620 0.06716 0.06025 -0.0513 0.0743 1.0000
14.250 1.4460 0.07085 0.06433 -0.0492 0.0731 1.0000
14.500 1.4290 0.07497 0.06879 -0.0475 0.0721 1.0000
14.750 1.4104 0.07954 0.07369 -0.0464 0.0713 1.0000
15.000 1.3889 0.08460 0.07906 -0.0458 0.0707 1.0000
15.250 1.3641 0.09027 0.08503 -0.0458 0.0704 1.0000
15.500 1.3344 0.09683 0.09189 -0.0468 0.0706 1.0000
15.750 1.2996 0.10458 0.09994 -0.0490 0.0712 1.0000
16.000 1.2617 0.11362 0.10924 -0.0528 0.0723 1.0000
16.250 1.2230 0.12396 0.11977 -0.0582 0.0735 1.0000
16.500 1.1865 0.13547 0.13142 -0.0650 0.0747 1.0000
16.750 1.1570 0.14728 0.14327 -0.0720 0.0757 1.0000
17.000 0.8175 0.19849 0.19502 -0.0919 0.1428 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S801 Airfoil (s801-nr)