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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S827 Airfoil (s827-nr)