NREL's S814 Airfoil (s814-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S814 Airfoil (s814-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.43 at α=14.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s814-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s814-nr-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S814 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-16.250 -0.3773 0.18367 0.17364 -0.0238 1.0000 0.3537
-16.000 -0.3773 0.18357 0.17350 -0.0243 1.0000 0.3585
-15.750 -0.3822 0.18386 0.17377 -0.0247 1.0000 0.3607
-15.500 -0.3617 0.17855 0.16838 -0.0251 1.0000 0.3629
-15.250 -0.3482 0.17569 0.16547 -0.0253 1.0000 0.3660
-15.000 -0.3390 0.17375 0.16349 -0.0255 1.0000 0.3698
-14.750 -0.3385 0.17359 0.16329 -0.0256 1.0000 0.3746
-14.500 -0.3476 0.17495 0.16464 -0.0256 1.0000 0.3769
-14.250 -0.3265 0.16956 0.15919 -0.0260 1.0000 0.3785
-14.000 -0.3117 0.16647 0.15606 -0.0261 1.0000 0.3810
-13.750 -0.3005 0.16433 0.15389 -0.0261 1.0000 0.3842
-13.500 -0.2939 0.16300 0.15253 -0.0261 1.0000 0.3887
-13.250 -0.3057 0.16533 0.15485 -0.0256 1.0000 0.3926
-13.000 -0.2979 0.16267 0.15217 -0.0257 1.0000 0.3938
-12.750 -0.2791 0.15848 0.14796 -0.0258 1.0000 0.3955
-12.500 -0.2648 0.15578 0.14524 -0.0257 1.0000 0.3980
-12.250 -0.2541 0.15388 0.14332 -0.0255 1.0000 0.4014
-12.000 -0.2484 0.15275 0.14218 -0.0252 1.0000 0.4057
-11.750 -0.2617 0.15506 0.14449 -0.0243 1.0000 0.4093
-11.500 -0.2545 0.15268 0.14211 -0.0240 1.0000 0.4105
-11.250 -0.2357 0.14873 0.13816 -0.0240 1.0000 0.4120
-11.000 -0.2211 0.14610 0.13553 -0.0238 1.0000 0.4144
-10.750 -0.2102 0.14426 0.13370 -0.0233 1.0000 0.4176
-10.500 -0.2040 0.14310 0.13255 -0.0226 1.0000 0.4217
-10.250 -0.2138 0.14451 0.13397 -0.0214 1.0000 0.4258
-10.000 -0.2159 0.14391 0.13341 -0.0204 1.0000 0.4272
-9.750 -0.1968 0.14003 0.12955 -0.0203 1.0000 0.4286
-9.500 -0.1827 0.13753 0.12708 -0.0197 1.0000 0.4308
-9.250 -0.1725 0.13582 0.12541 -0.0189 1.0000 0.4335
-9.000 -0.1664 0.13469 0.12431 -0.0179 1.0000 0.4374
-8.750 -0.1727 0.13530 0.12497 -0.0163 1.0000 0.4420
-8.500 -0.1863 0.13643 0.12617 -0.0142 1.0000 0.4441
-8.250 -0.1684 0.13286 0.12265 -0.0136 1.0000 0.4455
-8.000 -0.1569 0.13079 0.12064 -0.0125 1.0000 0.4476
-7.750 -0.1504 0.12954 0.11947 -0.0110 1.0000 0.4503
-7.500 -0.1491 0.12893 0.11895 -0.0091 1.0000 0.4536
-7.250 -0.1562 0.12931 0.11941 -0.0066 1.0000 0.4575
-6.750 -0.1839 0.13083 0.12115 -0.0006 1.0000 0.4620
-6.500 -0.1809 0.12968 0.12011 0.0016 1.0000 0.4636
-6.250 -0.1833 0.12953 0.12006 0.0040 1.0000 0.4661
-6.000 -0.1901 0.12998 0.12062 0.0066 1.0000 0.4690
-5.750 -0.1790 0.12952 0.12020 0.0046 0.9951 0.4735
-5.500 -0.1748 0.13086 0.12149 -0.0002 0.9836 0.4781
-5.250 -0.1193 0.12554 0.11616 -0.0076 0.9720 0.4799
-5.000 -0.0748 0.12212 0.11272 -0.0138 0.9602 0.4831
-4.750 -0.0388 0.11980 0.11039 -0.0191 0.9490 0.4881
-4.500 -0.0429 0.12193 0.11248 -0.0213 0.9379 0.4949
-4.250 0.0011 0.11721 0.10779 -0.0262 0.9254 0.4967
-4.000 0.0388 0.11404 0.10464 -0.0302 0.9134 0.4998
-3.750 0.0693 0.11194 0.10255 -0.0337 0.9027 0.5043
-3.500 0.0834 0.11167 0.10226 -0.0362 0.8935 0.5106
-3.250 0.0867 0.11130 0.10192 -0.0361 0.8810 0.5130
-3.000 0.1274 0.10780 0.09845 -0.0400 0.8718 0.5157
-2.750 0.1606 0.10553 0.09620 -0.0431 0.8628 0.5206
-2.500 0.1576 0.10632 0.09701 -0.0415 0.8513 0.5270
-2.250 0.1781 0.10485 0.09556 -0.0440 0.8448 0.5305
-2.000 0.1901 0.10382 0.09459 -0.0429 0.8338 0.5333
-1.750 0.2256 0.10164 0.09244 -0.0464 0.8281 0.5385
-1.500 0.2004 0.10397 0.09482 -0.0408 0.8167 0.5437
-1.250 0.2125 0.10328 0.09414 -0.0417 0.8110 0.5472
-1.000 0.2075 0.10354 0.09448 -0.0379 0.8010 0.5495
-0.750 0.2290 0.10244 0.09343 -0.0389 0.7954 0.5538
-0.500 0.2155 0.10399 0.09502 -0.0351 0.7892 0.5597
-0.250 0.1515 0.10875 0.09983 -0.0248 0.7822 0.5632
0.000 0.1962 0.10556 0.09671 -0.0286 0.7773 0.5661
0.250 0.1969 0.10595 0.09716 -0.0263 0.7723 0.5705
0.500 0.1611 0.10869 0.09998 -0.0193 0.7690 0.5749
0.750 0.1049 0.11240 0.10374 -0.0106 0.7679 0.5803
1.000 0.1202 0.11137 0.10279 -0.0104 0.7645 0.5830
1.250 0.1220 0.11168 0.10317 -0.0086 0.7626 0.5877
1.500 0.0817 0.11431 0.10587 -0.0018 0.7660 0.5941
1.750 -0.0557 0.12155 0.11334 0.0162 0.8531 0.5892
2.000 -0.0397 0.12085 0.11264 0.0153 0.8283 0.5984
2.250 0.0094 0.11914 0.11097 0.0109 0.8088 0.6039
2.500 -0.1487 0.12280 0.11482 0.0345 0.9156 0.6017
2.750 -0.1803 0.12406 0.11607 0.0401 0.9098 0.6135
3.000 -0.1512 0.12268 0.11477 0.0376 0.9054 0.6159
3.250 -0.1317 0.12186 0.11403 0.0366 0.8963 0.6209
3.500 -0.1488 0.12254 0.11472 0.0404 0.8914 0.6315
3.750 -0.1300 0.12118 0.11344 0.0396 0.8817 0.6352
4.000 -0.1407 0.12225 0.11453 0.0427 0.8762 0.6479
4.250 -0.1241 0.12054 0.11291 0.0424 0.8659 0.6515
4.750 -0.1132 0.11997 0.11247 0.0446 0.8491 0.6690
5.000 -0.1047 0.12097 0.11351 0.0452 0.8431 0.6829
5.250 -0.0975 0.11964 0.11227 0.0464 0.8314 0.6906
5.500 -0.0836 0.12011 0.11281 0.0463 0.8251 0.7033
5.750 -0.0874 0.11929 0.11206 0.0494 0.8135 0.7175
6.000 -0.0788 0.11949 0.11234 0.0504 0.8063 0.7335
6.250 -0.0608 0.11947 0.11242 0.0501 0.7947 0.7501
6.500 -0.0542 0.11924 0.11228 0.0514 0.7851 0.7666
6.750 -0.0076 0.12061 0.11378 0.0462 0.7754 0.7864
7.000 -0.0021 0.11984 0.11312 0.0475 0.7626 0.8045
7.250 0.0234 0.12062 0.11403 0.0458 0.7535 0.8334
7.500 0.0774 0.12215 0.11573 0.0394 0.7411 0.8657
7.750 0.0992 0.12214 0.11585 0.0370 0.7270 0.8864
8.000 0.1248 0.12301 0.11686 0.0340 0.7147 0.9120
8.250 0.1709 0.12455 0.11855 0.0268 0.7025 0.9325
8.500 0.2312 0.12714 0.12133 0.0177 0.6880 0.9560
8.750 0.2644 0.12804 0.12239 0.0117 0.6714 0.9712
9.000 0.2931 0.12923 0.12372 0.0064 0.6551 0.9836
9.250 0.3161 0.13060 0.12523 0.0021 0.6392 0.9929
9.500 0.3336 0.13195 0.12670 -0.0014 0.6241 0.9987
9.750 0.3303 0.13281 0.12761 0.0008 0.6154 0.9966
10.000 0.2063 0.12365 0.11709 -0.0198 0.6217 0.5733
10.250 0.2277 0.12524 0.11876 -0.0244 0.6074 0.5706
10.500 0.2522 0.12739 0.12100 -0.0289 0.5940 0.5704
10.750 0.2855 0.13033 0.12404 -0.0339 0.5811 0.5716
11.000 0.3248 0.13367 0.12750 -0.0393 0.5655 0.5731
11.250 0.3554 0.13633 0.13026 -0.0440 0.5489 0.5743
11.500 0.3698 0.13790 0.13192 -0.0472 0.5327 0.5746
11.750 0.3832 0.13985 0.13396 -0.0506 0.5172 0.5749
12.000 0.4036 0.14241 0.13660 -0.0545 0.5011 0.5756
12.250 0.4237 0.14523 0.13949 -0.0587 0.4857 0.5769
12.500 0.4506 0.14836 0.14269 -0.0636 0.4681 0.5789
12.750 0.4641 0.15109 0.14552 -0.0659 0.4546 0.5813
13.000 0.5724 0.14328 0.13786 -0.0619 0.3598 0.5944
13.250 0.5911 0.14549 0.14015 -0.0647 0.3429 0.5977
13.500 0.6075 0.14689 0.14168 -0.0651 0.3269 0.6010
13.750 0.6286 0.14869 0.14358 -0.0667 0.3112 0.6047
14.000 0.6509 0.15075 0.14573 -0.0692 0.2952 0.6087
14.250 0.6776 0.15294 0.14798 -0.0724 0.2797 0.6140
14.500 0.6601 0.15928 0.15435 -0.0767 0.2731 0.6142
14.750 0.6759 0.16129 0.15649 -0.0770 0.2609 0.6191
15.000 0.7010 0.16300 0.15829 -0.0783 0.2466 0.6260
15.250 0.6899 0.16973 0.16504 -0.0834 0.2431 0.6270
15.500 0.7141 0.17182 0.16722 -0.0848 0.2301 0.6331
15.750 0.7075 0.17798 0.17341 -0.0891 0.2287 0.6347
16.000 0.7072 0.18364 0.17911 -0.0931 0.2285 0.6371
16.250 0.7174 0.18954 0.18506 -0.0969 0.2310 0.6411
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S814 Airfoil (s814-nr)