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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S821 Airfoil (s821-nr)