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 S827 Airfoil (s827-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S827 Airfoil (s827-nr)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 20.44 at α=10.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s827-nr-100000.txt
Download as CSV file: xf-s827-nr-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NREL's S827 Airfoil                             
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000  -0.4891   0.11880   0.11430  -0.0938   0.9501   0.0874
 -11.750  -0.5172   0.11619   0.11169  -0.0920   0.9490   0.0874
 -11.500  -0.5472   0.11402   0.10949  -0.0892   0.9485   0.0874
 -11.250  -0.5814   0.11235   0.10781  -0.0851   0.9487   0.0874
 -11.000  -0.6071   0.11060   0.10604  -0.0812   0.9492   0.0873
 -10.750  -0.6394   0.10908   0.10450  -0.0764   0.9501   0.0873
 -10.500  -0.6765   0.11724   0.11336  -0.0426   1.0000   0.0848
 -10.250  -0.7036   0.11322   0.10928  -0.0417   1.0000   0.0847
 -10.000  -0.7318   0.10950   0.10551  -0.0402   1.0000   0.0846
  -9.750  -0.7625   0.10614   0.10207  -0.0379   1.0000   0.0846
  -9.500  -0.7904   0.10313   0.09899  -0.0351   1.0000   0.0843
  -9.250  -0.8227   0.10054   0.09631  -0.0313   1.0000   0.0842
  -9.000  -0.8541   0.09844   0.09413  -0.0266   1.0000   0.0839
  -8.750  -0.8863   0.09640   0.09197  -0.0214   1.0000   0.0844
  -8.500  -0.9149   0.09472   0.09007  -0.0164   1.0000   0.0857
  -8.250  -0.9493   0.09513   0.09005  -0.0101   1.0000   0.0872
  -8.000  -0.9768   0.09558   0.08997  -0.0042   1.0000   0.0879
  -7.750  -0.9550   0.08459   0.07946  -0.0065   1.0000   0.0908
  -7.500  -0.9547   0.08126   0.07606  -0.0044   1.0000   0.0934
  -7.250  -0.9595   0.07909   0.07365  -0.0013   1.0000   0.0987
  -7.000  -0.9681   0.07588   0.07012   0.0019   1.0000   0.1043
  -6.750  -0.9611   0.07231   0.06651   0.0034   1.0000   0.1080
  -6.500  -0.9642   0.07005   0.06386   0.0063   1.0000   0.1185
  -6.250  -0.9546   0.06652   0.06033   0.0076   1.0000   0.1236
  -6.000  -0.9508   0.06353   0.05712   0.0095   1.0000   0.1359
  -5.750  -0.9447   0.06056   0.05402   0.0110   0.9999   0.1517
  -5.000  -0.8434   0.05606   0.04754   0.0147   0.9931   0.0880
  -4.750  -0.8412   0.05187   0.04385   0.0132   0.9909   0.1337
  -4.500  -0.7644   0.04832   0.03915   0.0174   0.9899   0.0471
  -4.250  -0.7315   0.04638   0.03710   0.0178   0.9883   0.0463
  -4.000  -0.6998   0.04548   0.03612   0.0183   0.9866   0.0463
  -3.750  -0.6695   0.04525   0.03579   0.0190   0.9851   0.0474
  -3.500  -0.6463   0.04493   0.03571   0.0206   0.9839   0.0535
  -3.250  -0.6295   0.04495   0.03576   0.0231   0.9818   0.0577
  -3.000  -0.6202   0.04502   0.03598   0.0280   0.9774   0.0645
  -2.750  -0.6134   0.04370   0.03461   0.0292   0.9731   0.0773
  -2.500  -0.6009   0.04208   0.03284   0.0281   0.9706   0.1007
  -2.250  -0.5978   0.03565   0.02736   0.0258   0.9679   0.3236
  -2.000  -0.5830   0.04852   0.04170   0.0426   0.9594   0.6342
  -0.500  -0.1295   0.07786   0.07023   0.0224   0.9573   0.8458
  -0.250  -0.1162   0.07672   0.06907   0.0233   0.9506   0.8481
   0.000  -0.0927   0.07698   0.06928   0.0221   0.9463   0.8528
   0.500  -0.3725   0.06379   0.05604   0.0636   0.9181   0.7429
   0.750  -0.3508   0.06384   0.05603   0.0632   0.9152   0.7405
   1.000  -0.3444   0.06213   0.05426   0.0643   0.9077   0.7363
   1.250  -0.3250   0.05983   0.05174   0.0576   0.9034   0.7285
   1.500  -0.3166   0.05882   0.05069   0.0591   0.8978   0.7274
   1.750  -0.2922   0.05860   0.05040   0.0572   0.8920   0.7267
   2.000  -0.2591   0.05935   0.05106   0.0536   0.8890   0.7266
   2.250  -0.2517   0.05800   0.04968   0.0545   0.8819   0.7265
   2.500  -0.2215   0.05825   0.04987   0.0515   0.8769   0.7264
   2.750  -0.1877   0.05934   0.05090   0.0477   0.8743   0.7264
   3.000  -0.1788   0.05800   0.04953   0.0484   0.8655   0.7263
   3.250  -0.1429   0.05890   0.05040   0.0444   0.8615   0.7267
   3.500  -0.1304   0.05836   0.04984   0.0444   0.8544   0.7271
   3.750  -0.0972   0.05896   0.05040   0.0408   0.8487   0.7279
   4.000  -0.0733   0.05952   0.05095   0.0388   0.8443   0.7286
   4.250  -0.0530   0.05963   0.05110   0.0384   0.8355   0.7296
   4.500  -0.0152   0.06155   0.05306   0.0351   0.8322   0.7310
   4.750  -0.0096   0.06071   0.05227   0.0368   0.8216   0.7321
   5.000   0.0259   0.06242   0.05402   0.0337   0.8176   0.7337
   5.250   0.0392   0.06207   0.05370   0.0340   0.8066   0.7348
   5.500   0.0570   0.06255   0.05422   0.0333   0.7982   0.7361
   5.750   0.0978   0.06385   0.05559   0.0294   0.7907   0.7379
   6.000   0.1150   0.06397   0.05576   0.0288   0.7788   0.7393
   6.250   0.1411   0.06446   0.05629   0.0269   0.7662   0.7412
   6.500   0.1950   0.06385   0.05575   0.0229   0.7374   0.7433
   6.750   0.2365   0.06315   0.05517   0.0215   0.7154   0.7452
   7.000   0.2839   0.06316   0.05532   0.0187   0.7058   0.7477
   7.250   0.3101   0.06298   0.05527   0.0181   0.6925   0.7501
   7.500   0.3370   0.06285   0.05526   0.0172   0.6796   0.7526
   7.750   0.3667   0.06272   0.05524   0.0157   0.6670   0.7554
   8.000   0.3974   0.06254   0.05520   0.0142   0.6551   0.7579
   8.250   0.4285   0.06206   0.05491   0.0137   0.6440   0.7601
   8.500   0.4783   0.06082   0.05390   0.0114   0.6369   0.7630
   8.750   0.5104   0.05982   0.05311   0.0108   0.6242   0.7661
   9.000   0.5469   0.05845   0.05194   0.0097   0.6114   0.7697
   9.250   0.5854   0.05651   0.05023   0.0091   0.5986   0.7732
   9.500   0.6235   0.05406   0.04806   0.0095   0.5855   0.7768
   9.750   0.6655   0.05116   0.04547   0.0095   0.5717   0.7814
  10.000   0.7133   0.04742   0.04203   0.0091   0.5557   0.7864
  10.250   0.7404   0.04485   0.03973   0.0113   0.5315   0.7900
  10.500   0.7798   0.04144   0.03645   0.0127   0.4794   0.7947
  10.750   0.8069   0.03947   0.03323   0.0154   0.2968   0.7995
  11.000   0.7937   0.04197   0.03490   0.0190   0.2023   0.8023
  11.250   0.7886   0.04420   0.03655   0.0220   0.1460   0.8054
  11.500   0.7934   0.04597   0.03802   0.0238   0.1132   0.8097
  11.750   0.8089   0.04742   0.03925   0.0245   0.0920   0.8147
  12.000   0.8259   0.04847   0.04027   0.0258   0.0771   0.8191
  12.250   0.8504   0.04961   0.04139   0.0261   0.0645   0.8247
  12.500   0.8909   0.05094   0.04273   0.0253   0.0540   0.8308
  12.750   0.9393   0.05323   0.04510   0.0237   0.0455   0.8369
  13.000   0.9569   0.05551   0.04781   0.0243   0.0423   0.8434
  13.250   0.9647   0.05732   0.04982   0.0258   0.0386   0.8493
  13.500   0.9975   0.06221   0.05493   0.0245   0.0358   0.8562
  13.750   1.0014   0.06641   0.05955   0.0262   0.0356   0.8622
  14.000   0.9946   0.07033   0.06381   0.0283   0.0355   0.8690
  14.250   0.9773   0.07327   0.06711   0.0311   0.0353   0.8759
  14.500   0.9641   0.07686   0.07102   0.0331   0.0353   0.8839
  14.750   0.9510   0.08108   0.07553   0.0350   0.0354   0.8922
  15.000   0.9290   0.08440   0.07916   0.0368   0.0353   0.9018
  15.250   0.9077   0.08822   0.08326   0.0382   0.0352   0.9130
  15.500   0.8966   0.09191   0.08722   0.0392   0.0358   0.9297
  15.750   0.8757   0.09604   0.09168   0.0389   0.0360   0.9535
  16.000   0.8537   0.10134   0.09721   0.0369   0.0359   1.0000
  16.250   0.7695   0.11533   0.11186   0.0303   0.0415   1.0000
  16.500   0.7410   0.12568   0.12234   0.0235   0.0426   1.0000
  16.750   0.7228   0.13563   0.13232   0.0167   0.0441   1.0000
  17.000   0.7156   0.14409   0.14076   0.0115   0.0455   1.0000
<< Back to NREL's S827 Airfoil (s827-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S827 Airfoil (s827-nr)