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

Polar data table (+)

Polar graphs


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