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 S823 Airfoil (s823-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S823 Airfoil (s823-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.94 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s823-nr-50000.txt
Download as CSV file: xf-s823-nr-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NREL's S823 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.1599   0.15317   0.14321  -0.0269   1.0000   0.3021
 -10.000  -0.1600   0.15243   0.14254  -0.0264   1.0000   0.3070
  -9.750  -0.1828   0.15483   0.14503  -0.0257   1.0000   0.3099
  -9.500  -0.1587   0.14960   0.13988  -0.0251   1.0000   0.3116
  -9.250  -0.1454   0.14699   0.13735  -0.0241   1.0000   0.3145
  -9.000  -0.1396   0.14545   0.13589  -0.0230   1.0000   0.3185
  -8.750  -0.1427   0.14488   0.13541  -0.0217   1.0000   0.3229
  -8.500  -0.1727   0.14775   0.13838  -0.0197   1.0000   0.3259
  -8.250  -0.1595   0.14400   0.13474  -0.0184   1.0000   0.3272
  -8.000  -0.1495   0.14155   0.13239  -0.0165   1.0000   0.3293
  -7.750  -0.1470   0.14032   0.13126  -0.0143   1.0000   0.3322
  -7.500  -0.1509   0.13979   0.13083  -0.0119   1.0000   0.3359
  -7.250  -0.1657   0.14035   0.13149  -0.0094   1.0000   0.3402
  -7.000  -0.2014   0.14291   0.13417  -0.0064   1.0000   0.3426
  -6.750  -0.1868   0.13952   0.13086  -0.0047   1.0000   0.3442
  -6.500  -0.1813   0.13790   0.12934  -0.0027   1.0000   0.3467
  -6.250  -0.1827   0.13717   0.12870  -0.0006   1.0000   0.3499
  -6.000  -0.1908   0.13697   0.12859   0.0015   1.0000   0.3543
  -5.750  -0.2276   0.13929   0.13097   0.0041   1.0000   0.3586
  -5.500  -0.2225   0.13691   0.12869   0.0055   1.0000   0.3603
  -5.250  -0.2137   0.13504   0.12690   0.0070   1.0000   0.3626
  -5.000  -0.2122   0.13403   0.12598   0.0087   1.0000   0.3663
  -4.750  -0.2210   0.13379   0.12580   0.0105   1.0000   0.3717
  -4.500  -0.2583   0.13522   0.12730   0.0129   1.0000   0.3759
  -4.250  -0.2057   0.13042   0.12255   0.0087   0.9941   0.3811
  -4.000  -0.1976   0.12943   0.12157   0.0054   0.9861   0.3906
  -3.750  -0.1720   0.12626   0.11842   0.0014   0.9785   0.3950
  -3.500  -0.1419   0.12362   0.11582  -0.0020   0.9702   0.4016
  -3.250  -0.1744   0.12496   0.11716  -0.0017   0.9623   0.4089
  -3.000  -0.1165   0.11966   0.11192  -0.0070   0.9546   0.4129
  -2.750  -0.1019   0.11796   0.11026  -0.0079   0.9457   0.4194
  -2.500  -0.1156   0.11764   0.10995  -0.0091   0.9392   0.4264
  -2.250  -0.0850   0.11458   0.10696  -0.0102   0.9300   0.4308
  -2.000  -0.0769   0.11354   0.10593  -0.0119   0.9230   0.4403
  -1.750  -0.0952   0.11294   0.10540  -0.0093   0.9147   0.4437
  -1.500  -0.0489   0.11002   0.10251  -0.0137   0.9078   0.4551
  -1.250  -0.1010   0.11142   0.10397  -0.0073   0.8999   0.4597
  -1.000  -0.0481   0.10823   0.10083  -0.0116   0.8926   0.4734
  -0.750  -0.0744   0.10811   0.10077  -0.0074   0.8854   0.4779
  -0.500  -0.0428   0.10598   0.09869  -0.0093   0.8778   0.4882
  -0.250  -0.2212   0.09965   0.09211  -0.0022   0.8810   0.3907
   0.000  -0.1879   0.09991   0.09246  -0.0020   0.8734   0.4114
   0.250  -0.2913   0.07935   0.07129  -0.0200   0.8834   0.3584
   0.500  -0.2591   0.08298   0.07514  -0.0150   0.8744   0.3647
   0.750  -0.2593   0.07974   0.07183  -0.0181   0.8724   0.3714
   1.000  -0.2509   0.07681   0.06884  -0.0217   0.8706   0.3786
   1.250  -0.2432   0.07668   0.06877  -0.0205   0.8689   0.3837
   1.500  -0.2186   0.07280   0.06469  -0.0291   0.8673   0.3941
   1.750  -0.2146   0.07387   0.06590  -0.0260   0.8706   0.3989
   2.000  -0.1882   0.07202   0.06391  -0.0325   0.8727   0.4106
   5.000   0.0224   0.07774   0.07008  -0.0490   0.8562   0.5138
   5.250   0.0620   0.07949   0.07184  -0.0536   0.8418   0.5278
   5.500   0.0680   0.07988   0.07239  -0.0516   0.8287   0.5340
   5.750   0.0931   0.08110   0.07362  -0.0541   0.8155   0.5460
   6.000   0.1166   0.08295   0.07558  -0.0552   0.8045   0.5566
   6.250   0.1485   0.08505   0.07778  -0.0573   0.7901   0.5688
   6.500   0.1787   0.08685   0.07966  -0.0596   0.7743   0.5820
   6.750   0.1987   0.08802   0.08088  -0.0610   0.7585   0.5942
   7.000   0.2069   0.08905   0.08206  -0.0599   0.7442   0.6022
   7.250   0.2289   0.09075   0.08383  -0.0614   0.7283   0.6146
   7.500   0.2501   0.09256   0.08572  -0.0626   0.7123   0.6275
   7.750   0.2656   0.09421   0.08751  -0.0623   0.6966   0.6382
   8.000   0.2887   0.09606   0.08947  -0.0632   0.6784   0.6515
   8.250   0.3284   0.09835   0.09188  -0.0646   0.6556   0.6693
   8.500   0.4237   0.09074   0.08434  -0.0590   0.5480   0.7033
   8.750   0.4443   0.09182   0.08553  -0.0587   0.5315   0.7190
   9.000   0.4648   0.09281   0.08662  -0.0582   0.5148   0.7354
   9.250   0.4835   0.09384   0.08776  -0.0575   0.4987   0.7526
   9.500   0.5019   0.09477   0.08880  -0.0566   0.4825   0.7709
   9.750   0.5200   0.09569   0.08984  -0.0557   0.4666   0.7905
  10.000   0.5386   0.09647   0.09074  -0.0546   0.4513   0.8124
  10.250   0.5564   0.09653   0.09094  -0.0523   0.4363   0.8375
  10.500   0.5868   0.09485   0.08943  -0.0490   0.4224   0.8754
  10.750   0.5819   0.09679   0.09151  -0.0475   0.4081   0.9050
  11.000   0.5788   0.09917   0.09405  -0.0476   0.3935   0.9664
  11.500   1.0842   0.05178   0.04636  -0.0488   0.3236   1.0000
  11.750   0.6783   0.10579   0.10077  -0.0592   0.3370   1.0000
  12.000   0.6995   0.10861   0.10359  -0.0617   0.3206   1.0000
  12.250   0.7199   0.11101   0.10598  -0.0634   0.3045   1.0000
  12.500   0.7428   0.11280   0.10776  -0.0644   0.2893   1.0000
  12.750   0.7684   0.11365   0.10862  -0.0645   0.2741   1.0000
  13.000   1.1946   0.05924   0.05246  -0.0434   0.1958   1.0000
  13.250   0.7376   0.12862   0.12357  -0.0713   0.2549   1.0000
  13.500   0.9474   0.09392   0.08881  -0.0516   0.2210   1.0000
  13.750   0.9076   0.10527   0.10020  -0.0562   0.2149   1.0000
  14.000   0.8387   0.12457   0.11950  -0.0656   0.2127   1.0000
  14.250   0.7842   0.14123   0.13613  -0.0747   0.2121   1.0000
  14.500   0.7584   0.15180   0.14668  -0.0807   0.2110   1.0000
<< Back to NREL's S823 Airfoil (s823-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S823 Airfoil (s823-nr)