NREL's S826 Airfoil (s826-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S826 Airfoil (s826-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.6 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s826-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s826-nr-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S826 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3255 0.12124 0.11481 -0.0285 1.0000 0.2981
-8.750 -0.3273 0.11953 0.11319 -0.0269 1.0000 0.3129
-8.500 -0.3272 0.11762 0.11136 -0.0252 1.0000 0.3274
-8.000 -0.3187 0.11259 0.10648 -0.0216 1.0000 0.3567
-7.750 -0.3246 0.11141 0.10540 -0.0193 1.0000 0.3702
-7.500 -0.3060 0.10694 0.10095 -0.0181 1.0000 0.3820
-7.250 -0.3077 0.10447 0.09858 -0.0164 1.0000 0.3885
-7.000 -0.3121 0.10213 0.09631 -0.0149 1.0000 0.3896
-6.750 -0.3236 0.10042 0.09472 -0.0130 1.0000 0.3883
-6.000 -0.4193 0.09324 0.08807 -0.0106 1.0000 0.3032
-5.750 -0.4680 0.09248 0.08753 -0.0093 1.0000 0.2989
-5.500 -0.4924 0.05868 0.05260 -0.0645 1.0000 0.1358
-5.250 -0.4621 0.05292 0.04620 -0.0704 1.0000 0.1172
-5.000 -0.4246 0.04880 0.04107 -0.0762 1.0000 0.1074
-4.750 -0.3964 0.04556 0.03743 -0.0786 1.0000 0.1060
-4.500 -0.3678 0.04285 0.03431 -0.0803 1.0000 0.1041
-4.250 -0.3404 0.04065 0.03174 -0.0811 1.0000 0.1024
-4.000 -0.3145 0.03901 0.02975 -0.0815 1.0000 0.1049
-3.750 -0.2896 0.03779 0.02819 -0.0815 1.0000 0.1101
-3.500 -0.2722 0.03650 0.02703 -0.0797 1.0000 0.1159
-3.250 -0.2529 0.03569 0.02618 -0.0781 1.0000 0.1264
-3.000 -0.2339 0.03496 0.02551 -0.0765 1.0000 0.1399
-2.750 -0.2068 0.03375 0.02449 -0.0773 1.0000 0.1689
-2.500 -0.1753 0.03518 0.02808 -0.0762 0.9972 0.5187
-2.250 -0.1901 0.03929 0.03236 -0.0615 0.9880 0.5825
-2.000 -0.1958 0.04155 0.03460 -0.0508 0.9798 0.6276
-1.750 -0.1947 0.04301 0.03593 -0.0427 0.9725 0.6691
-1.500 -0.1952 0.04355 0.03638 -0.0355 0.9657 0.6998
-1.250 -0.1925 0.04394 0.03667 -0.0291 0.9600 0.7308
-1.000 -0.1850 0.04405 0.03664 -0.0249 0.9540 0.7578
-0.750 -0.1681 0.04405 0.03645 -0.0236 0.9482 0.7738
-0.500 -0.1380 0.04420 0.03631 -0.0261 0.9424 0.7782
-0.250 -0.1038 0.04439 0.03624 -0.0303 0.9369 0.7780
0.000 -0.0625 0.04486 0.03645 -0.0356 0.9310 0.7786
0.250 -0.0333 0.04508 0.03649 -0.0388 0.9258 0.7790
0.500 0.0040 0.04560 0.03679 -0.0434 0.9210 0.7798
0.750 0.0369 0.04612 0.03715 -0.0471 0.9162 0.7816
1.000 0.0668 0.04664 0.03754 -0.0503 0.9118 0.7839
1.250 0.1050 0.04742 0.03817 -0.0550 0.9071 0.7866
1.500 0.1315 0.04801 0.03867 -0.0571 0.9031 0.7890
1.750 0.1551 0.04862 0.03922 -0.0590 0.8995 0.7921
2.000 0.1852 0.04945 0.03997 -0.0620 0.8955 0.7961
2.250 0.2219 0.05050 0.04093 -0.0662 0.8901 0.8007
2.500 0.2403 0.05123 0.04165 -0.0670 0.8872 0.8045
2.750 0.2643 0.05214 0.04253 -0.0689 0.8836 0.8090
3.000 0.3042 0.05339 0.04373 -0.0733 0.8766 0.8151
3.250 0.3191 0.05426 0.04464 -0.0737 0.8739 0.8203
3.500 0.3398 0.05538 0.04577 -0.0752 0.8708 0.8262
3.750 0.3772 0.05663 0.04704 -0.0787 0.8621 0.8334
4.000 0.3917 0.05778 0.04824 -0.0793 0.8595 0.8397
4.250 0.4123 0.05903 0.04954 -0.0808 0.8547 0.8473
4.500 0.4417 0.06031 0.05087 -0.0831 0.8455 0.8568
4.750 0.4583 0.06157 0.05222 -0.0839 0.8404 0.8657
5.000 0.4860 0.06283 0.05358 -0.0858 0.8291 0.8768
5.250 0.5152 0.06399 0.05483 -0.0877 0.8159 0.8903
5.500 0.5429 0.06503 0.05601 -0.0892 0.8021 0.9074
5.750 0.5692 0.06601 0.05716 -0.0905 0.7879 0.9330
6.000 0.5955 0.06730 0.05862 -0.0927 0.7723 1.0000
6.250 0.6306 0.06903 0.06046 -0.0964 0.7539 1.0000
6.500 0.6963 0.07026 0.06184 -0.1029 0.7310 1.0000
6.750 0.7219 0.07203 0.06372 -0.1051 0.7121 1.0000
7.000 0.7571 0.07357 0.06539 -0.1081 0.6918 1.0000
7.250 0.8181 0.07404 0.06606 -0.1125 0.6700 1.0000
7.500 0.8364 0.07589 0.06803 -0.1134 0.6489 1.0000
7.750 0.8963 0.07550 0.06785 -0.1163 0.6272 1.0000
8.000 0.9144 0.07708 0.06960 -0.1164 0.6047 1.0000
8.250 0.9753 0.07534 0.06812 -0.1176 0.5827 1.0000
8.500 0.9945 0.07628 0.06923 -0.1167 0.5587 1.0000
8.750 1.0963 0.06834 0.06183 -0.1162 0.5370 1.0000
9.000 1.1334 0.06572 0.05950 -0.1136 0.5109 1.0000
9.250 1.3469 0.04046 0.03512 -0.1122 0.4446 1.0000
9.500 1.3552 0.03917 0.03352 -0.1066 0.3869 1.0000
9.750 1.3584 0.04001 0.03366 -0.1018 0.3274 1.0000
10.000 1.3610 0.04239 0.03547 -0.0983 0.2789 1.0000
10.250 1.3695 0.04508 0.03774 -0.0958 0.2389 1.0000
10.500 1.3827 0.04784 0.04021 -0.0939 0.2054 1.0000
10.750 1.4036 0.05077 0.04291 -0.0930 0.1760 1.0000
11.000 1.4230 0.05402 0.04617 -0.0920 0.1528 1.0000
11.250 1.4533 0.05775 0.04965 -0.0925 0.1302 1.0000
11.500 1.4663 0.06147 0.05350 -0.0911 0.1166 1.0000
11.750 1.4561 0.06477 0.05732 -0.0873 0.1108 1.0000
12.000 1.4647 0.06891 0.06156 -0.0860 0.1017 1.0000
12.250 1.4511 0.07282 0.06592 -0.0828 0.0984 1.0000
12.500 1.4635 0.07723 0.07028 -0.0822 0.0902 1.0000
12.750 1.4424 0.08151 0.07499 -0.0793 0.0893 1.0000
13.000 1.4205 0.08628 0.08015 -0.0774 0.0888 1.0000
13.250 1.3976 0.09151 0.08572 -0.0763 0.0886 1.0000
13.500 1.3735 0.09719 0.09171 -0.0761 0.0888 1.0000
13.750 1.3486 0.10336 0.09814 -0.0769 0.0891 1.0000
14.000 1.3242 0.10999 0.10500 -0.0785 0.0896 1.0000
14.250 1.3006 0.11711 0.11231 -0.0810 0.0902 1.0000
14.500 1.2785 0.12469 0.12004 -0.0842 0.0907 1.0000
14.750 1.0880 0.17775 0.17295 -0.1261 0.1547 1.0000
15.000 1.0757 0.18890 0.18402 -0.1333 0.1692 1.0000
15.250 1.0890 0.19558 0.19077 -0.1346 0.1733 1.0000
15.500 0.8098 0.19970 0.19553 -0.1272 0.2721 1.0000
15.750 0.8090 0.20230 0.19817 -0.1286 0.2618 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S826 Airfoil (s826-nr)