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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S823 Airfoil (s823-nr)