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