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 S821 Airfoil (s821-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S821 Airfoil (s821-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.85 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s821-nr-50000.txt
Download as CSV file: xf-s821-nr-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NREL's S821 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.750  -0.2933   0.19428   0.18312  -0.0216   1.0000   0.2903
 -14.500  -0.2932   0.19484   0.18370  -0.0222   1.0000   0.2927
 -14.000  -0.2887   0.19351   0.18241  -0.0228   1.0000   0.2948
 -13.750  -0.2698   0.18855   0.17748  -0.0229   1.0000   0.2961
 -13.500  -0.2553   0.18548   0.17444  -0.0229   1.0000   0.2979
 -13.250  -0.2437   0.18327   0.17226  -0.0228   1.0000   0.3001
 -13.000  -0.2341   0.18148   0.17050  -0.0228   1.0000   0.3027
 -12.750  -0.2266   0.18001   0.16906  -0.0228   1.0000   0.3056
 -12.500  -0.2228   0.17931   0.16840  -0.0229   1.0000   0.3086
 -12.250  -0.2315   0.18164   0.17075  -0.0229   1.0000   0.3110
 -12.000  -0.2366   0.18232   0.17148  -0.0228   1.0000   0.3119
 -11.750  -0.2138   0.17615   0.16535  -0.0228   1.0000   0.3131
 -11.500  -0.1967   0.17239   0.16164  -0.0225   1.0000   0.3149
 -11.250  -0.1841   0.16997   0.15927  -0.0222   1.0000   0.3171
 -11.000  -0.1743   0.16813   0.15748  -0.0218   1.0000   0.3199
 -10.750  -0.1671   0.16669   0.15609  -0.0214   1.0000   0.3231
 -10.500  -0.1640   0.16592   0.15538  -0.0210   1.0000   0.3265
 -10.250  -0.1765   0.16837   0.15786  -0.0205   1.0000   0.3294
 -10.000  -0.1856   0.16931   0.15887  -0.0199   1.0000   0.3305
  -9.750  -0.1618   0.16329   0.15292  -0.0196   1.0000   0.3317
  -9.500  -0.1449   0.15972   0.14942  -0.0190   1.0000   0.3336
  -9.250  -0.1329   0.15745   0.14723  -0.0183   1.0000   0.3361
  -9.000  -0.1247   0.15584   0.14569  -0.0174   1.0000   0.3393
  -8.750  -0.1201   0.15472   0.14465  -0.0165   1.0000   0.3430
  -8.500  -0.1245   0.15501   0.14501  -0.0155   1.0000   0.3471
  -8.250  -0.1595   0.16087   0.15092  -0.0135   1.0000   0.3495
  -8.000  -0.1412   0.15562   0.14578  -0.0130   1.0000   0.3505
  -7.750  -0.1231   0.15140   0.14166  -0.0121   1.0000   0.3519
  -7.500  -0.1113   0.14890   0.13927  -0.0108   1.0000   0.3540
  -7.250  -0.1044   0.14739   0.13786  -0.0093   1.0000   0.3569
  -7.000  -0.1021   0.14651   0.13708  -0.0076   1.0000   0.3604
  -6.750  -0.1060   0.14639   0.13707  -0.0056   1.0000   0.3647
  -6.500  -0.1335   0.14985   0.14061  -0.0029   1.0000   0.3690
  -6.250  -0.1589   0.15213   0.14299  -0.0002   1.0000   0.3704
  -6.000  -0.1417   0.14764   0.13862   0.0010   1.0000   0.3715
  -5.750  -0.1332   0.14534   0.13645   0.0028   1.0000   0.3732
  -5.500  -0.1304   0.14423   0.13546   0.0047   1.0000   0.3754
  -5.250  -0.1313   0.14373   0.13506   0.0068   1.0000   0.3780
  -5.000  -0.1354   0.14359   0.13504   0.0088   1.0000   0.3813
  -4.750  -0.1441   0.14402   0.13555   0.0108   1.0000   0.3855
  -4.500  -0.1812   0.14823   0.13982   0.0136   1.0000   0.3904
  -4.250  -0.2001   0.14885   0.14052   0.0156   1.0000   0.3919
  -4.000  -0.1410   0.14220   0.13394   0.0090   0.9914   0.3944
  -3.750  -0.0951   0.13835   0.13014   0.0031   0.9801   0.3985
  -3.500  -0.0623   0.13596   0.12779  -0.0020   0.9690   0.4039
  -3.250  -0.0558   0.13675   0.12858  -0.0062   0.9592   0.4116
  -3.000  -0.0620   0.13690   0.12876  -0.0076   0.9469   0.4141
  -2.750  -0.0073   0.13074   0.12268  -0.0126   0.9357   0.4170
  -2.500   0.0389   0.12715   0.11915  -0.0179   0.9263   0.4223
  -2.250   0.0539   0.12584   0.11790  -0.0192   0.9133   0.4284
  -2.000   0.0163   0.13050   0.12254  -0.0174   0.9020   0.4357
  -1.750   0.0596   0.12507   0.11719  -0.0221   0.8926   0.4380
  -1.500   0.0928   0.12150   0.11371  -0.0239   0.8804   0.4410
  -1.250   0.1366   0.11826   0.11053  -0.0286   0.8725   0.4467
  -1.000   0.1351   0.11825   0.11058  -0.0269   0.8591   0.4528
  -0.750   0.0984   0.12235   0.11466  -0.0252   0.8516   0.4601
  -0.500   0.1291   0.11798   0.11040  -0.0255   0.8383   0.4623
  -0.250   0.1894   0.11335   0.10587  -0.0312   0.8314   0.4683
   0.000   0.1786   0.11402   0.10661  -0.0274   0.8182   0.4727
   0.250   0.1567   0.11654   0.10913  -0.0253   0.8106   0.4824
   0.500   0.1169   0.11877   0.11141  -0.0191   0.7993   0.4842
   0.750   0.1787   0.11315   0.10591  -0.0241   0.7906   0.4876
   1.000   0.2069   0.11126   0.10409  -0.0253   0.7823   0.4929
   1.250   0.1917   0.11230   0.10522  -0.0211   0.7712   0.4982
   1.500   0.1213   0.11786   0.11074  -0.0131   0.7657   0.5072
   1.750   0.1425   0.11506   0.10807  -0.0130   0.7563   0.5095
   2.000   0.1721   0.11290   0.10602  -0.0138   0.7469   0.5140
   2.250   0.2074   0.11106   0.10424  -0.0164   0.7407   0.5256
   2.500   0.1240   0.11634   0.10955  -0.0049   0.7335   0.5296
   2.750   0.0882   0.11757   0.11084   0.0006   0.7278   0.5323
   3.000   0.1804   0.11201   0.10540  -0.0077   0.7179   0.5391
   3.250   0.1460   0.11407   0.10754  -0.0017   0.7104   0.5427
   3.500   0.1091   0.11607   0.10960   0.0042   0.7054   0.5501
   3.750   0.0350   0.11906   0.11259   0.0139   0.7054   0.5554
   4.000   0.1309   0.11419   0.10785   0.0054   0.6905   0.5626
   4.250   0.0986   0.11588   0.10963   0.0107   0.6857   0.5676
   4.500  -0.1318   0.12771   0.12164   0.0322   0.8270   0.5574
   4.750   0.0385   0.11759   0.11145   0.0207   0.6794   0.5815
   5.000  -0.0637   0.12364   0.11763   0.0296   0.7430   0.5804
   5.250  -0.0443   0.12333   0.11743   0.0289   0.7355   0.5861
   5.500  -0.0477   0.12121   0.11530   0.0332   0.6989   0.6026
   5.750  -0.0251   0.12115   0.11536   0.0319   0.6970   0.6090
   6.000  -0.0213   0.11919   0.11340   0.0355   0.6651   0.6257
   6.250  -0.0166   0.11965   0.11397   0.0360   0.6654   0.6314
   6.500  -0.0036   0.11830   0.11267   0.0376   0.6477   0.6486
   6.750  -0.0031   0.11903   0.11350   0.0386   0.6475   0.6560
   7.000   0.0112   0.11734   0.11186   0.0407   0.6241   0.6731
   7.250  -0.1191   0.12279   0.11745   0.0498   0.7095   0.6698
   7.500  -0.0892   0.12338   0.11812   0.0489   0.6941   0.6906
   7.750  -0.1020   0.12213   0.11696   0.0522   0.6815   0.6960
   8.000  -0.0649   0.12367   0.11859   0.0508   0.6687   0.7234
   8.250   0.2435   0.10191   0.09567  -0.0351   0.5281   0.4862
   8.500   0.2371   0.10391   0.09775  -0.0362   0.5166   0.4873
   8.750   0.2577   0.10447   0.09840  -0.0359   0.4995   0.4915
   9.000   0.2971   0.10450   0.09849  -0.0382   0.4805   0.4991
   9.250   0.3522   0.10462   0.09857  -0.0458   0.4591   0.5085
   9.500   0.3798   0.10394   0.09806  -0.0430   0.4438   0.5146
   9.750   0.3644   0.10793   0.10210  -0.0448   0.4304   0.5160
  10.000   0.3955   0.10872   0.10295  -0.0468   0.4132   0.5241
  10.250   0.4414   0.10849   0.10276  -0.0494   0.3955   0.5345
  10.500   0.4576   0.10941   0.10380  -0.0485   0.3813   0.5409
  10.750   0.4464   0.11416   0.10859  -0.0510   0.3690   0.5432
  11.000   0.4878   0.11570   0.11010  -0.0561   0.3521   0.5546
  11.250   0.5401   0.11142   0.10600  -0.0506   0.3385   0.5677
  11.500   0.4903   0.12138   0.11599  -0.0559   0.3304   0.5633
  11.750   0.5348   0.12198   0.11657  -0.0586   0.3154   0.5766
  12.000   0.5168   0.12881   0.12345  -0.0630   0.3083   0.5777
  12.250   0.5419   0.12835   0.12314  -0.0598   0.2968   0.5868
  12.500   0.5217   0.13561   0.13043  -0.0643   0.2929   0.5873
  12.750   0.5641   0.13629   0.13112  -0.0658   0.2789   0.6016
  13.000   0.5476   0.14320   0.13809  -0.0699   0.2771   0.6027
  13.250   0.5395   0.14875   0.14372  -0.0728   0.2761   0.6054
  13.500   0.5397   0.15396   0.14899  -0.0755   0.2774   0.6100
  13.750   0.5569   0.15984   0.15492  -0.0793   0.2820   0.6185
  14.000   0.5844   0.16055   0.15568  -0.0782   0.2624   0.6304
  14.250   0.5350   0.17730   0.17248  -0.0926   0.3370   0.6214
  14.500   0.5234   0.17772   0.17292  -0.0957   0.3282   0.6243
  14.750   0.5750   0.18590   0.18120  -0.0951   0.3184   0.6415
  15.000   0.5497   0.18475   0.18003  -0.0992   0.3139   0.6417
  15.250   0.5663   0.18772   0.18307  -0.1003   0.3030   0.6511
<< Back to NREL's S821 Airfoil (s821-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S821 Airfoil (s821-nr)