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=5


Details Polar file
Airfoil: NREL's S821 Airfoil (s821-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.39 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s821-nr-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-s821-nr-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -5.250  -0.0204   0.12092   0.11133  -0.0331   0.9589   0.2718
  -5.000  -0.0051   0.11801   0.10845  -0.0354   0.9477   0.2706
  -4.750   0.0126   0.11508   0.10554  -0.0383   0.9385   0.2698
  -4.500   0.0298   0.11243   0.10292  -0.0410   0.9283   0.2709
  -4.250   0.0422   0.11005   0.10057  -0.0427   0.9164   0.2725
  -3.750   0.0703   0.10474   0.09530  -0.0471   0.8953   0.2739
  -3.500   0.0851   0.10205   0.09262  -0.0492   0.8851   0.2739
  -3.250   0.0997   0.09930   0.08989  -0.0514   0.8751   0.2742
  -3.000   0.1045   0.09667   0.08725  -0.0530   0.8637   0.2757
  -2.750   0.1120   0.09361   0.08419  -0.0555   0.8546   0.2779
  -2.500   0.1413   0.09186   0.08252  -0.0565   0.8449   0.2793
  -2.250   0.1665   0.08973   0.08044  -0.0581   0.8355   0.2807
  -2.000   0.1945   0.08689   0.07762  -0.0614   0.8292   0.2817
  -1.750   0.2029   0.08507   0.07583  -0.0613   0.8155   0.2824
  -1.500   0.2317   0.08234   0.07310  -0.0649   0.8091   0.2840
  -1.250   0.2381   0.08086   0.07166  -0.0642   0.7952   0.2859
  -1.000   0.2588   0.07818   0.06897  -0.0672   0.7875   0.2887
  -0.750   0.2536   0.07651   0.06729  -0.0659   0.7735   0.2904
  -0.500   0.2601   0.07354   0.06427  -0.0677   0.7651   0.2919
  -0.250   0.2381   0.07171   0.06243  -0.0648   0.7507   0.2930
   0.000   0.2457   0.06925   0.05996  -0.0656   0.7423   0.2949
   0.250   0.2587   0.06890   0.05970  -0.0636   0.7301   0.2963
   0.500   0.2851   0.06779   0.05864  -0.0641   0.7213   0.2985
   0.750   0.2920   0.06671   0.05758  -0.0628   0.7114   0.3007
   1.000   0.2847   0.06554   0.05645  -0.0602   0.7000   0.3028
   1.250   0.2949   0.06279   0.05365  -0.0621   0.6935   0.3056
   1.500   0.2530   0.06140   0.05227  -0.0570   0.6795   0.3072
   1.750   0.2386   0.05551   0.04617  -0.0623   0.6722   0.3129
   2.000   0.2367   0.05568   0.04645  -0.0585   0.6611   0.3142
   2.250   0.2572   0.05534   0.04619  -0.0576   0.6527   0.3165
   2.500   0.2961   0.05368   0.04453  -0.0609   0.6474   0.3203
   2.750   0.2712   0.05170   0.04250  -0.0593   0.6348   0.3245
   3.000   0.3053   0.04739   0.03795  -0.0680   0.6281   0.3317
   3.250   0.3513   0.04705   0.03771  -0.0696   0.6234   0.3344
   3.500   0.3330   0.04767   0.03845  -0.0645   0.6104   0.3363
   3.750   0.3704   0.04680   0.03761  -0.0667   0.6041   0.3411
   4.000   0.4389   0.04378   0.03436  -0.0770   0.5997   0.3507
   4.250   0.4180   0.04489   0.03562  -0.0713   0.5866   0.3520
   4.500   0.4546   0.04456   0.03540  -0.0720   0.5804   0.3552
   4.750   0.4895   0.04420   0.03511  -0.0732   0.5738   0.3598
   5.000   0.4896   0.04463   0.03558  -0.0715   0.5622   0.3644
   5.250   0.5478   0.04325   0.03416  -0.0765   0.5561   0.3723
   5.500   0.5467   0.04415   0.03521  -0.0731   0.5458   0.3747
   5.750   0.5702   0.04419   0.03536  -0.0724   0.5368   0.3789
   6.000   0.6514   0.04219   0.03318  -0.0804   0.5307   0.3908
   6.250   0.6256   0.04389   0.03506  -0.0747   0.5176   0.3924
   6.500   0.6698   0.04315   0.03447  -0.0750   0.5103   0.3974
   6.750   0.6639   0.04438   0.03584  -0.0716   0.4986   0.4007
   7.000   0.7129   0.04333   0.03475  -0.0742   0.4893   0.4099
   7.250   0.7232   0.04396   0.03546  -0.0729   0.4779   0.4152
   7.500   0.7499   0.04372   0.03536  -0.0716   0.4678   0.4202
   7.750   0.7611   0.04437   0.03612  -0.0698   0.4564   0.4255
   8.000   0.8075   0.04338   0.03503  -0.0722   0.4445   0.4363
   8.250   0.8043   0.04470   0.03654  -0.0689   0.4321   0.4393
   8.500   0.8441   0.04361   0.03551  -0.0685   0.4212   0.4466
   8.750   0.8365   0.04538   0.03743  -0.0658   0.4073   0.4513
   9.000   0.8650   0.04526   0.03725  -0.0663   0.3938   0.4604
   9.250   0.8809   0.04543   0.03754  -0.0642   0.3807   0.4654
   9.500   0.8781   0.04706   0.03932  -0.0620   0.3665   0.4700
   9.750   0.8953   0.04753   0.03980  -0.0612   0.3523   0.4781
  10.000   0.9188   0.04753   0.03973  -0.0606   0.3376   0.4861
  10.250   0.9135   0.04956   0.04195  -0.0587   0.3225   0.4902
  10.500   0.9168   0.05119   0.04366  -0.0575   0.3074   0.4959
  10.750   0.9276   0.05248   0.04492  -0.0571   0.2921   0.5040
  11.000   0.9389   0.05359   0.04599  -0.0562   0.2774   0.5107
  11.250   0.9479   0.05478   0.04716  -0.0550   0.2634   0.5171
  11.500   0.9503   0.05705   0.04946  -0.0546   0.2491   0.5238
  11.750   0.9580   0.05910   0.05145  -0.0548   0.2355   0.5317
  12.000   0.9645   0.06077   0.05310  -0.0538   0.2240   0.5376
  12.250   0.9723   0.06259   0.05486  -0.0533   0.2126   0.5453
  12.500   0.9758   0.06542   0.05770  -0.0538   0.2014   0.5533
  12.750   0.9821   0.06743   0.05970  -0.0533   0.1919   0.5598
  13.000   0.9865   0.06990   0.06219  -0.0532   0.1826   0.5670
  13.250   0.9906   0.07283   0.06516  -0.0538   0.1740   0.5756
  13.500   0.9997   0.07467   0.06696  -0.0534   0.1662   0.5835
  13.750   0.9973   0.07836   0.07082  -0.0541   0.1588   0.5904
  14.000   1.0115   0.07998   0.07229  -0.0542   0.1518   0.6014
  14.250   1.0041   0.08440   0.07698  -0.0553   0.1455   0.6068
  14.500   1.0162   0.08616   0.07865  -0.0553   0.1394   0.6177
  14.750   1.0090   0.09105   0.08378  -0.0571   0.1338   0.6245
  15.000   1.0146   0.09364   0.08641  -0.0575   0.1285   0.6340
  15.250   1.0112   0.09817   0.09107  -0.0593   0.1237   0.6428
  15.500   1.0061   0.10273   0.09582  -0.0611   0.1191   0.6501
  15.750   1.0151   0.10508   0.09814  -0.0616   0.1147   0.6623
  16.000   0.9882   0.11396   0.10738  -0.0665   0.1108   0.6648
  16.250   0.9966   0.11621   0.10966  -0.0670   0.1069   0.6772
  16.500   0.9677   0.12590   0.11964  -0.0727   0.1034   0.6786
  16.750   0.8988   0.14540   0.13947  -0.0858   0.0985   0.6657
  17.000   0.9521   0.13763   0.13160  -0.0794   0.0964   0.6956
<< Back to NREL's S821 Airfoil (s821-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


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