NREL's S825 Airfoil (s825-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S825 Airfoil (s825-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.22 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s825-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s825-nr-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.4766 0.10940 0.10209 -0.0559 1.0000 0.0389
-12.000 -0.4919 0.10329 0.09598 -0.0583 1.0000 0.0385
-11.750 -0.5111 0.09718 0.08984 -0.0607 1.0000 0.0382
-11.500 -0.5307 0.09160 0.08421 -0.0627 1.0000 0.0379
-11.250 -0.5503 0.08648 0.07901 -0.0643 1.0000 0.0376
-11.000 -0.5684 0.08193 0.07438 -0.0654 1.0000 0.0374
-10.750 -0.5861 0.07766 0.07000 -0.0661 1.0000 0.0374
-10.500 -0.6002 0.07399 0.06621 -0.0662 1.0000 0.0373
-10.250 -0.6129 0.07059 0.06268 -0.0657 1.0000 0.0374
-10.000 -0.6226 0.06762 0.05957 -0.0648 1.0000 0.0375
-9.750 -0.6300 0.06487 0.05666 -0.0635 1.0000 0.0379
-9.500 -0.6340 0.06244 0.05404 -0.0617 1.0000 0.0386
-9.250 -0.6357 0.06025 0.05161 -0.0596 1.0000 0.0397
-9.000 -0.6192 0.05867 0.04997 -0.0574 1.0000 0.0419
-8.750 -0.6002 0.05773 0.04899 -0.0549 1.0000 0.0450
-8.500 -0.5590 0.05760 0.04854 -0.0514 1.0000 0.0495
-8.250 -0.5380 0.05747 0.04842 -0.0481 1.0000 0.0542
-8.000 -0.5211 0.05735 0.04826 -0.0448 1.0000 0.0596
-7.750 -0.5063 0.05737 0.04831 -0.0413 1.0000 0.0655
-7.500 -0.5010 0.05700 0.04800 -0.0382 1.0000 0.0717
-7.250 -0.4957 0.05680 0.04787 -0.0347 1.0000 0.0783
-7.000 -0.4987 0.05624 0.04744 -0.0312 1.0000 0.0851
-6.750 -0.5034 0.05578 0.04707 -0.0274 1.0000 0.0919
-6.500 -0.5130 0.05508 0.04653 -0.0237 1.0000 0.0975
-6.250 -0.5205 0.05417 0.04571 -0.0206 1.0000 0.1063
-5.750 -0.4857 0.05875 0.05226 -0.0107 0.9987 0.2802
-5.500 -0.4866 0.04976 0.04275 -0.0301 0.9825 0.3389
-5.250 -0.4410 0.05297 0.04546 -0.0337 0.9723 0.3950
-5.000 -0.4050 0.05687 0.04908 -0.0294 0.9638 0.4243
-4.750 -0.3693 0.05833 0.05027 -0.0295 0.9555 0.4471
-4.500 -0.3384 0.05939 0.05114 -0.0279 0.9464 0.4650
-4.250 -0.3099 0.05954 0.05108 -0.0279 0.9364 0.4788
-4.000 -0.2728 0.05970 0.05104 -0.0268 0.9300 0.4872
-3.750 -0.2476 0.05840 0.04956 -0.0290 0.9186 0.4881
-3.500 -0.2226 0.05687 0.04784 -0.0317 0.9069 0.4861
-3.250 -0.1963 0.05524 0.04602 -0.0351 0.8953 0.4840
-3.000 -0.1662 0.05354 0.04413 -0.0392 0.8846 0.4823
-2.750 -0.1313 0.05194 0.04235 -0.0438 0.8756 0.4814
-2.500 -0.1033 0.05055 0.04081 -0.0468 0.8637 0.4809
-2.250 -0.0716 0.04913 0.03921 -0.0505 0.8530 0.4803
-1.750 -0.0001 0.04628 0.03604 -0.0589 0.8338 0.4789
-1.500 0.0325 0.04516 0.03481 -0.0615 0.8238 0.4784
-1.250 0.0720 0.04390 0.03343 -0.0653 0.8163 0.4782
-1.000 0.1039 0.04286 0.03228 -0.0680 0.8053 0.4781
-0.500 0.1835 0.04048 0.02968 -0.0763 0.7881 0.4791
-0.250 0.2171 0.03974 0.02889 -0.0783 0.7787 0.4799
0.000 0.2556 0.03893 0.02803 -0.0808 0.7711 0.4809
0.250 0.2869 0.03837 0.02743 -0.0825 0.7604 0.4818
0.500 0.3314 0.03748 0.02649 -0.0861 0.7542 0.4829
0.750 0.3624 0.03701 0.02600 -0.0879 0.7430 0.4838
1.000 0.4022 0.03636 0.02530 -0.0912 0.7346 0.4849
1.500 0.4775 0.03535 0.02424 -0.0970 0.7161 0.4875
1.750 0.5226 0.03470 0.02356 -0.1010 0.7088 0.4893
2.000 0.5562 0.03444 0.02329 -0.1036 0.6983 0.4917
2.250 0.6045 0.03383 0.02263 -0.1085 0.6914 0.4948
2.500 0.6292 0.03393 0.02281 -0.1085 0.6812 0.4964
2.750 0.6615 0.03386 0.02280 -0.1098 0.6731 0.4983
3.000 0.6934 0.03382 0.02283 -0.1111 0.6647 0.5004
3.250 0.7245 0.03386 0.02293 -0.1126 0.6563 0.5027
3.500 0.7606 0.03378 0.02289 -0.1150 0.6488 0.5051
3.750 0.7929 0.03389 0.02308 -0.1170 0.6405 0.5077
4.000 0.8289 0.03390 0.02315 -0.1193 0.6333 0.5105
4.250 0.8529 0.03427 0.02367 -0.1191 0.6254 0.5126
4.500 0.8821 0.03450 0.02406 -0.1197 0.6183 0.5155
4.750 0.9096 0.03487 0.02456 -0.1204 0.6108 0.5189
5.000 0.9409 0.03517 0.02497 -0.1219 0.6033 0.5229
5.250 0.9698 0.03552 0.02548 -0.1228 0.5960 0.5261
5.500 0.9941 0.03595 0.02610 -0.1226 0.5879 0.5288
5.750 1.0193 0.03639 0.02670 -0.1227 0.5798 0.5317
6.000 1.0494 0.03665 0.02710 -0.1235 0.5714 0.5353
6.250 1.0722 0.03725 0.02787 -0.1235 0.5616 0.5393
6.500 1.1101 0.03702 0.02780 -0.1247 0.5534 0.5433
6.750 1.1222 0.03780 0.02881 -0.1226 0.5418 0.5467
7.000 1.1439 0.03821 0.02938 -0.1219 0.5303 0.5514
7.250 1.1724 0.03826 0.02961 -0.1220 0.5185 0.5563
7.500 1.2010 0.03811 0.02962 -0.1215 0.5063 0.5605
7.750 1.2199 0.03840 0.03010 -0.1201 0.4928 0.5649
8.000 1.2380 0.03873 0.03059 -0.1187 0.4783 0.5699
8.250 1.2517 0.03905 0.03115 -0.1164 0.4636 0.5737
8.500 1.2647 0.03934 0.03163 -0.1139 0.4480 0.5785
8.750 1.2768 0.03963 0.03205 -0.1115 0.4316 0.5842
9.000 1.2840 0.04007 0.03267 -0.1083 0.4146 0.5886
9.250 1.2830 0.04111 0.03391 -0.1046 0.3965 0.5930
9.500 1.2825 0.04230 0.03527 -0.1013 0.3765 0.5979
9.750 1.2856 0.04324 0.03631 -0.0984 0.3542 0.6027
10.000 1.2797 0.04508 0.03835 -0.0953 0.3300 0.6068
10.250 1.2783 0.04675 0.04005 -0.0928 0.3026 0.6121
10.500 1.2777 0.04855 0.04180 -0.0906 0.2739 0.6175
10.750 1.2744 0.05079 0.04389 -0.0885 0.2475 0.6225
11.000 1.2692 0.05363 0.04659 -0.0869 0.2242 0.6280
11.250 1.2636 0.05679 0.04968 -0.0857 0.2045 0.6332
11.500 1.2578 0.06017 0.05305 -0.0848 0.1870 0.6384
11.750 1.2529 0.06371 0.05656 -0.0843 0.1715 0.6445
12.000 1.2490 0.06720 0.06006 -0.0839 0.1581 0.6501
12.250 1.2462 0.07071 0.06358 -0.0837 0.1459 0.6569
12.500 1.2439 0.07419 0.06704 -0.0836 0.1350 0.6641
12.750 1.2434 0.07766 0.07067 -0.0836 0.1243 0.6722
13.000 1.2438 0.08108 0.07420 -0.0837 0.1150 0.6809
13.500 1.2462 0.08782 0.08122 -0.0840 0.0989 0.7018
13.750 1.2485 0.09105 0.08453 -0.0842 0.0922 0.7145
14.000 1.2491 0.09468 0.08842 -0.0847 0.0856 0.7290
14.250 1.2528 0.09765 0.09146 -0.0848 0.0802 0.7493
14.500 1.2509 0.10169 0.09590 -0.0855 0.0751 0.7731
14.750 1.2504 0.10460 0.09897 -0.0854 0.0709 0.8249
15.000 1.2491 0.10786 0.10242 -0.0860 0.0672 1.0000
15.250 1.2449 0.11331 0.10814 -0.0884 0.0637 1.0000
15.500 1.2436 0.11801 0.11295 -0.0906 0.0604 1.0000
15.750 1.2504 0.12105 0.11587 -0.0916 0.0570 1.0000
16.000 1.2378 0.12833 0.12351 -0.0956 0.0555 1.0000
16.250 1.2223 0.13640 0.13189 -0.1003 0.0544 1.0000
16.500 1.2033 0.14568 0.14143 -0.1062 0.0537 1.0000
16.750 1.1774 0.15736 0.15336 -0.1140 0.0539 1.0000
17.000 1.1443 0.17260 0.16875 -0.1242 0.0546 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S825 Airfoil (s825-nr)