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 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
<< Back to NREL's S825 Airfoil (s825-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S825 Airfoil (s825-nr)