NREL's S823 Airfoil (s823-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S823 Airfoil (s823-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.42 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s823-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s823-nr-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2250 0.12525 0.11543 -0.0282 1.0000 0.1874
-8.000 -0.2341 0.12337 0.11363 -0.0267 1.0000 0.1872
-7.750 -0.2428 0.12178 0.11211 -0.0249 1.0000 0.1875
-7.500 -0.2498 0.12000 0.11040 -0.0236 0.9995 0.1877
-7.250 -0.2312 0.11627 0.10666 -0.0280 0.9932 0.1885
-7.000 -0.2115 0.11319 0.10358 -0.0317 0.9862 0.1907
-6.750 -0.1964 0.10962 0.10000 -0.0358 0.9794 0.1935
-6.500 -0.1937 0.10483 0.09518 -0.0401 0.9707 0.1966
-6.250 -0.2024 0.09847 0.08874 -0.0449 0.9614 0.1985
-6.000 -0.1872 0.09477 0.08505 -0.0486 0.9542 0.1997
-5.750 -0.1667 0.09293 0.08325 -0.0502 0.9446 0.2011
-5.500 -0.1465 0.09033 0.08065 -0.0531 0.9372 0.2028
-5.250 -0.1335 0.08740 0.07774 -0.0555 0.9278 0.2047
-4.750 -0.1733 0.07310 0.06326 -0.0648 0.9080 0.2149
-4.500 -0.1480 0.07332 0.06356 -0.0644 0.8976 0.2167
-4.250 -0.2721 0.05677 0.04659 -0.0716 0.8766 0.2300
-4.000 -0.2374 0.05824 0.04821 -0.0699 0.8684 0.2314
-3.750 -0.1998 0.05881 0.04888 -0.0701 0.8622 0.2337
-3.500 -0.2717 0.04661 0.03594 -0.0781 0.8444 0.2455
-3.250 -0.2431 0.04705 0.03654 -0.0773 0.8369 0.2478
-3.000 -0.2164 0.04708 0.03668 -0.0771 0.8292 0.2513
-2.750 -0.2083 0.04349 0.03270 -0.0807 0.8202 0.2609
-2.500 -0.1813 0.04383 0.03322 -0.0800 0.8125 0.2643
-2.250 -0.1429 0.04350 0.03296 -0.0818 0.8083 0.2699
-2.000 -0.1375 0.04143 0.03061 -0.0826 0.7969 0.2779
-1.750 -0.0996 0.04173 0.03111 -0.0832 0.7924 0.2823
-1.500 -0.0871 0.04140 0.03077 -0.0821 0.7820 0.2880
-1.250 -0.0535 0.04036 0.02966 -0.0845 0.7767 0.2961
-1.000 -0.0352 0.04049 0.02989 -0.0833 0.7681 0.3007
-0.750 -0.0050 0.03927 0.02849 -0.0858 0.7614 0.3103
-0.500 0.0333 0.03936 0.02876 -0.0866 0.7576 0.3158
-0.250 0.0420 0.03926 0.02863 -0.0850 0.7465 0.3222
0.000 0.0797 0.03875 0.02815 -0.0869 0.7421 0.3298
0.250 0.0915 0.03898 0.02844 -0.0850 0.7321 0.3350
0.500 0.1268 0.03835 0.02776 -0.0870 0.7268 0.3444
0.750 0.1496 0.03853 0.02807 -0.0862 0.7198 0.3501
1.000 0.1747 0.03815 0.02760 -0.0871 0.7118 0.3595
1.250 0.2108 0.03807 0.02768 -0.0877 0.7078 0.3657
1.500 0.2204 0.03835 0.02795 -0.0862 0.6973 0.3731
1.750 0.2551 0.03818 0.02788 -0.0870 0.6924 0.3806
2.000 0.2700 0.03850 0.02825 -0.0858 0.6837 0.3878
2.250 0.2989 0.03842 0.02824 -0.0862 0.6773 0.3958
2.500 0.3414 0.03800 0.02786 -0.0882 0.6736 0.4062
2.750 0.3425 0.03884 0.02878 -0.0852 0.6623 0.4117
3.000 0.3812 0.03856 0.02860 -0.0864 0.6580 0.4211
3.250 0.3871 0.03932 0.02941 -0.0843 0.6476 0.4279
3.500 0.4199 0.03923 0.02944 -0.0846 0.6424 0.4368
4.000 0.4592 0.03998 0.03038 -0.0829 0.6268 0.4531
4.250 0.5035 0.03947 0.02996 -0.0846 0.6232 0.4643
4.500 0.4994 0.04083 0.03142 -0.0814 0.6111 0.4706
4.750 0.5420 0.04031 0.03101 -0.0827 0.6071 0.4817
5.000 0.5410 0.04170 0.03249 -0.0800 0.5952 0.4886
5.250 0.5817 0.04116 0.03209 -0.0808 0.5908 0.5000
5.500 0.5845 0.04255 0.03355 -0.0788 0.5788 0.5085
5.750 0.6246 0.04188 0.03303 -0.0792 0.5742 0.5193
6.000 0.6283 0.04333 0.03455 -0.0774 0.5619 0.5284
6.250 0.6717 0.04239 0.03376 -0.0778 0.5572 0.5411
6.500 0.6719 0.04396 0.03546 -0.0754 0.5445 0.5485
6.750 0.7218 0.04259 0.03420 -0.0764 0.5398 0.5634
7.000 0.7188 0.04429 0.03604 -0.0736 0.5265 0.5710
7.500 0.7729 0.04406 0.03605 -0.0723 0.5082 0.5964
7.750 0.7756 0.04543 0.03757 -0.0700 0.4952 0.6057
8.000 0.8315 0.04315 0.03542 -0.0704 0.4893 0.6230
8.250 0.8309 0.04466 0.03707 -0.0680 0.4751 0.6332
8.500 0.8381 0.04579 0.03834 -0.0662 0.4615 0.6458
8.750 0.8541 0.04609 0.03877 -0.0645 0.4493 0.6587
9.000 0.8999 0.04407 0.03686 -0.0638 0.4395 0.6778
9.250 0.9012 0.04534 0.03828 -0.0614 0.4247 0.6901
9.500 0.9069 0.04639 0.03948 -0.0595 0.4098 0.7040
9.750 0.9157 0.04719 0.04040 -0.0576 0.3946 0.7196
10.000 0.9256 0.04787 0.04122 -0.0557 0.3792 0.7368
10.250 0.9361 0.04845 0.04191 -0.0538 0.3633 0.7557
10.500 0.9463 0.04905 0.04260 -0.0519 0.3470 0.7771
10.750 0.9539 0.04968 0.04333 -0.0496 0.3304 0.8008
11.000 0.9597 0.05040 0.04412 -0.0473 0.3139 0.8309
11.250 0.9610 0.05120 0.04500 -0.0445 0.2978 0.8778
11.500 0.9654 0.05218 0.04597 -0.0433 0.2807 1.0000
11.750 0.9803 0.05363 0.04724 -0.0436 0.2617 1.0000
12.000 0.9899 0.05561 0.04906 -0.0437 0.2438 1.0000
12.250 0.9960 0.05796 0.05130 -0.0439 0.2271 1.0000
12.500 1.0016 0.06038 0.05359 -0.0440 0.2117 1.0000
12.750 1.0064 0.06292 0.05602 -0.0441 0.1975 1.0000
13.000 1.0084 0.06590 0.05897 -0.0444 0.1840 1.0000
13.250 1.0109 0.06890 0.06194 -0.0447 0.1718 1.0000
13.500 1.0144 0.07182 0.06479 -0.0451 0.1607 1.0000
13.750 1.0199 0.07440 0.06720 -0.0453 0.1507 1.0000
14.000 1.0197 0.07803 0.07095 -0.0461 0.1409 1.0000
14.250 1.0230 0.08113 0.07400 -0.0466 0.1323 1.0000
14.500 1.0255 0.08439 0.07727 -0.0473 0.1242 1.0000
14.750 1.0268 0.08796 0.08089 -0.0482 0.1170 1.0000
15.000 1.0295 0.09130 0.08422 -0.0490 0.1103 1.0000
15.250 1.0311 0.09493 0.08788 -0.0501 0.1043 1.0000
15.500 1.0297 0.09913 0.09220 -0.0515 0.0986 1.0000
15.750 1.0384 0.10149 0.09438 -0.0519 0.0936 1.0000
16.000 1.0285 0.10743 0.10064 -0.0545 0.0892 1.0000
16.250 1.0265 0.11186 0.10516 -0.0564 0.0849 1.0000
16.500 1.0369 0.11397 0.10709 -0.0569 0.0809 1.0000
16.750 1.0180 0.12196 0.11547 -0.0612 0.0781 1.0000
17.000 0.9987 0.13030 0.12408 -0.0660 0.0755 1.0000
17.250 0.9900 0.13657 0.13045 -0.0696 0.0726 1.0000
17.500 1.0097 0.13662 0.13028 -0.0690 0.0693 1.0000
17.750 0.9480 0.15594 0.15010 -0.0817 0.0683 1.0000
18.000 0.8766 0.18217 0.17645 -0.0982 0.0649 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S823 Airfoil (s823-nr)