NREL's S825 Airfoil (s825-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S825 Airfoil (s825-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 29.32 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s825-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s825-nr-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S825 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.4266 0.12104 0.11422 -0.0426 1.0000 0.1652
-10.750 -0.4893 0.10279 0.09613 -0.0546 1.0000 0.1201
-10.500 -0.4980 0.09720 0.09054 -0.0558 1.0000 0.1153
-10.250 -0.5335 0.08942 0.08284 -0.0592 1.0000 0.1090
-10.000 -0.6084 0.08258 0.07601 -0.0636 1.0000 0.1057
-9.750 -0.6589 0.07952 0.07296 -0.0636 1.0000 0.1050
-9.500 -0.6815 0.07574 0.06905 -0.0651 1.0000 0.1030
-9.250 -0.6815 0.07146 0.06474 -0.0645 1.0000 0.1009
-9.000 -0.6921 0.06730 0.06044 -0.0654 1.0000 0.0991
-8.750 -0.7002 0.06311 0.05601 -0.0666 1.0000 0.0972
-8.500 -0.7001 0.05909 0.05165 -0.0676 1.0000 0.0951
-8.250 -0.6930 0.05543 0.04761 -0.0683 1.0000 0.0938
-8.000 -0.6806 0.05242 0.04437 -0.0681 1.0000 0.0953
-7.750 -0.6657 0.04977 0.04148 -0.0677 1.0000 0.0976
-7.500 -0.6484 0.04745 0.03886 -0.0667 1.0000 0.1004
-7.250 -0.6297 0.04568 0.03685 -0.0644 1.0000 0.1026
-7.000 -0.6144 0.04463 0.03598 -0.0588 1.0000 0.1081
-6.750 -0.5995 0.04413 0.03548 -0.0538 1.0000 0.1162
-6.500 -0.5886 0.04467 0.03623 -0.0451 1.0000 0.1237
-6.250 -0.2966 0.07412 0.06676 -0.0061 1.0000 0.6998
-6.000 -0.2821 0.07315 0.06558 -0.0039 1.0000 0.7348
-5.750 -0.2560 0.07118 0.06336 -0.0037 1.0000 0.7629
-5.500 -0.2461 0.07021 0.06226 -0.0016 1.0000 0.7836
-5.250 -0.2223 0.06840 0.06027 -0.0019 1.0000 0.8031
-5.000 -0.2154 0.06798 0.05978 0.0006 1.0000 0.8258
-4.750 -0.1918 0.06615 0.05781 0.0001 1.0000 0.8446
-4.500 -0.1705 0.06475 0.05631 -0.0003 1.0000 0.8641
-4.250 -0.1589 0.06415 0.05563 0.0010 1.0000 0.8860
-4.000 -0.1364 0.06271 0.05411 0.0000 1.0000 0.9024
-3.750 -0.1111 0.06144 0.05276 -0.0017 1.0000 0.9221
-3.500 -0.0743 0.05991 0.05110 -0.0056 1.0000 0.9487
-3.250 -0.0223 0.05814 0.04916 -0.0130 1.0000 0.9772
-3.000 0.0403 0.05646 0.04729 -0.0232 1.0000 1.0000
-2.750 0.0378 0.05690 0.04779 -0.0207 1.0000 1.0000
-2.500 0.0344 0.05746 0.04841 -0.0183 1.0000 1.0000
-2.250 0.0305 0.05809 0.04910 -0.0159 1.0000 1.0000
-2.000 0.0264 0.05877 0.04984 -0.0137 1.0000 1.0000
-1.750 0.0417 0.05886 0.04995 -0.0154 0.9952 1.0000
-1.500 0.1018 0.05754 0.04855 -0.0258 0.9763 1.0000
-1.250 0.1483 0.05663 0.04759 -0.0330 0.9601 1.0000
-1.000 0.1899 0.05579 0.04671 -0.0390 0.9452 1.0000
-0.750 0.2278 0.05500 0.04590 -0.0440 0.9310 1.0000
-0.500 0.2613 0.05429 0.04519 -0.0481 0.9173 1.0000
-0.250 0.2912 0.05366 0.04456 -0.0513 0.9038 1.0000
0.000 0.3172 0.05317 0.04407 -0.0537 0.8905 1.0000
0.250 0.3384 0.05287 0.04380 -0.0551 0.8775 1.0000
0.500 0.3576 0.05268 0.04363 -0.0561 0.8648 1.0000
0.750 0.3758 0.05259 0.04358 -0.0568 0.8532 1.0000
1.000 0.4118 0.05193 0.04293 -0.0606 0.8451 1.0000
1.250 0.4151 0.05243 0.04348 -0.0588 0.8327 1.0000
1.500 0.4196 0.05294 0.04405 -0.0572 0.8216 1.0000
1.750 0.4551 0.05235 0.04350 -0.0606 0.8148 1.0000
2.000 -0.0277 0.06067 0.05173 0.0132 0.8064 0.7759
2.250 0.0311 0.06096 0.05191 0.0006 0.7990 0.7437
2.500 0.0668 0.06174 0.05262 -0.0089 0.7913 0.7196
2.750 0.1266 0.06199 0.05282 -0.0193 0.7839 0.7050
3.000 0.1365 0.06260 0.05346 -0.0208 0.7785 0.6978
3.250 0.1850 0.06331 0.05415 -0.0293 0.7717 0.6895
3.500 0.2094 0.06394 0.05481 -0.0322 0.7661 0.6854
3.750 0.2353 0.06497 0.05586 -0.0369 0.7610 0.6800
4.000 0.2954 0.06568 0.05657 -0.0458 0.7536 0.6748
4.250 0.3000 0.06697 0.05793 -0.0465 0.7495 0.6719
4.500 0.3223 0.06819 0.05920 -0.0498 0.7449 0.6689
4.750 0.3681 0.06909 0.06018 -0.0556 0.7372 0.6666
5.000 0.3822 0.07082 0.06197 -0.0585 0.7331 0.6645
5.250 0.4164 0.07202 0.06324 -0.0627 0.7257 0.6641
5.500 0.4378 0.07360 0.06490 -0.0654 0.7196 0.6642
5.750 0.4538 0.07528 0.06669 -0.0674 0.7139 0.6648
6.000 0.4861 0.07663 0.06814 -0.0706 0.7049 0.6660
6.250 0.4987 0.07860 0.07022 -0.0724 0.6991 0.6666
6.500 0.5290 0.08009 0.07182 -0.0754 0.6879 0.6679
6.750 0.5649 0.08142 0.07330 -0.0787 0.6744 0.6691
7.000 0.6001 0.08272 0.07473 -0.0818 0.6599 0.6707
7.250 0.6341 0.08407 0.07623 -0.0847 0.6450 0.6725
7.500 0.6631 0.08562 0.07791 -0.0872 0.6292 0.6749
7.750 0.6876 0.08707 0.07952 -0.0886 0.6133 0.6778
8.000 0.7075 0.08850 0.08112 -0.0891 0.5970 0.6812
8.250 0.7272 0.09015 0.08295 -0.0900 0.5796 0.6847
8.500 0.7532 0.09168 0.08464 -0.0915 0.5607 0.6887
8.750 0.8004 0.09139 0.08458 -0.0928 0.5401 0.6940
9.000 0.8305 0.09196 0.08536 -0.0931 0.5204 0.6983
9.250 0.8414 0.09425 0.08780 -0.0936 0.5006 0.7014
9.500 0.8924 0.09272 0.08654 -0.0938 0.4787 0.7088
9.750 0.9207 0.09259 0.08663 -0.0929 0.4580 0.7155
10.000 0.9429 0.09349 0.08775 -0.0930 0.4357 0.7220
10.250 1.0399 0.08315 0.07791 -0.0890 0.4127 0.7381
10.500 1.3344 0.04551 0.04046 -0.0842 0.3241 0.7871
10.750 1.3322 0.04659 0.04136 -0.0805 0.2924 0.7958
11.000 1.3338 0.04798 0.04249 -0.0773 0.2620 0.8051
11.250 1.3406 0.04995 0.04416 -0.0751 0.2329 0.8166
11.500 1.3553 0.05212 0.04602 -0.0737 0.2058 0.8315
11.750 1.3586 0.05478 0.04878 -0.0717 0.1877 0.8464
12.000 1.3680 0.05736 0.05141 -0.0701 0.1710 0.8665
12.250 1.3747 0.05978 0.05398 -0.0682 0.1576 0.8953
12.500 1.3849 0.06265 0.05696 -0.0674 0.1453 1.0000
12.750 1.4021 0.06685 0.06120 -0.0688 0.1327 1.0000
13.000 1.4028 0.07125 0.06587 -0.0689 0.1253 1.0000
13.250 1.4048 0.07614 0.07091 -0.0695 0.1188 1.0000
13.500 1.3840 0.08148 0.07664 -0.0692 0.1168 1.0000
13.750 1.3620 0.08736 0.08285 -0.0697 0.1153 1.0000
14.000 1.3347 0.09408 0.08988 -0.0711 0.1151 1.0000
14.250 1.3003 0.10204 0.09814 -0.0738 0.1166 1.0000
14.500 1.2651 0.11103 0.10738 -0.0778 0.1185 1.0000
14.750 1.2324 0.12079 0.11731 -0.0828 0.1201 1.0000
15.000 1.2036 0.13118 0.12779 -0.0886 0.1213 1.0000
15.250 1.0306 0.17729 0.17381 -0.1159 0.1635 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S825 Airfoil (s825-nr)