NREL's S827 Airfoil (s827-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S827 Airfoil (s827-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.52 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s827-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s827-nr-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.5281 0.13151 0.12614 -0.0086 1.0000 0.3955
-9.000 -0.5819 0.12336 0.11818 -0.0106 1.0000 0.3656
-7.250 -0.9773 0.07596 0.07142 0.0040 1.0000 0.3621
-7.000 -1.0129 0.06969 0.06495 0.0065 1.0000 0.3546
-6.750 -1.0536 0.06417 0.05890 0.0094 1.0000 0.3503
-6.500 -1.0429 0.06162 0.05536 0.0087 1.0000 0.3096
-5.750 -0.1697 0.08617 0.07731 -0.0340 1.0000 1.0000
-5.500 -0.1597 0.08591 0.07680 -0.0326 1.0000 1.0000
-5.250 -0.1499 0.08567 0.07633 -0.0311 1.0000 1.0000
-5.000 -0.1401 0.08542 0.07584 -0.0297 1.0000 1.0000
-4.750 -0.1304 0.08518 0.07543 -0.0283 1.0000 1.0000
-4.500 -0.1207 0.08494 0.07502 -0.0268 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1111 0.08472 0.07465 -0.0254 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1015 0.08451 0.07429 -0.0240 1.0000 1.0000
-3.750 -0.0920 0.08429 0.07395 -0.0226 1.0000 1.0000
-3.500 -0.0825 0.08409 0.07361 -0.0212 1.0000 1.0000
-3.250 -0.0731 0.08390 0.07331 -0.0198 1.0000 1.0000
-3.000 -0.0638 0.08371 0.07303 -0.0183 1.0000 1.0000
-2.750 -0.0544 0.08353 0.07276 -0.0169 1.0000 1.0000
-2.500 -0.0452 0.08337 0.07251 -0.0155 1.0000 1.0000
-2.250 -0.0361 0.08320 0.07228 -0.0141 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0270 0.08306 0.07205 -0.0127 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0180 0.08291 0.07185 -0.0112 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0090 0.08279 0.07168 -0.0098 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0003 0.08267 0.07151 -0.0084 1.0000 1.0000
-1.000 0.0084 0.08257 0.07138 -0.0070 1.0000 1.0000
-0.750 0.0170 0.08247 0.07124 -0.0055 1.0000 1.0000
-0.500 0.0255 0.08239 0.07114 -0.0041 1.0000 1.0000
-0.250 0.0339 0.08232 0.07105 -0.0027 1.0000 1.0000
0.000 0.0422 0.08227 0.07099 -0.0012 1.0000 1.0000
0.250 0.0503 0.08223 0.07094 0.0002 1.0000 1.0000
0.500 0.0582 0.08221 0.07092 0.0016 1.0000 1.0000
0.750 0.0661 0.08220 0.07091 0.0030 1.0000 1.0000
1.000 0.0738 0.08220 0.07093 0.0045 1.0000 1.0000
1.250 0.0814 0.08223 0.07098 0.0059 1.0000 1.0000
1.500 0.0888 0.08227 0.07104 0.0073 1.0000 1.0000
1.750 0.0960 0.08232 0.07111 0.0088 1.0000 1.0000
2.000 0.1030 0.08239 0.07122 0.0102 1.0000 1.0000
2.250 0.0118 0.07939 0.06831 0.0323 1.0000 0.9668
2.500 -0.0772 0.07651 0.06544 0.0521 1.0000 0.9243
2.750 -0.1413 0.07401 0.06293 0.0662 1.0000 0.8986
3.000 -0.1814 0.07187 0.06077 0.0758 1.0000 0.8845
3.250 -0.1927 0.07056 0.05946 0.0801 1.0000 0.8776
3.500 -0.2518 0.06725 0.05612 0.0934 1.0000 0.8672
3.750 -0.2724 0.06532 0.05418 0.0994 1.0000 0.8632
4.000 -0.2875 0.06359 0.05243 0.1042 1.0000 0.8609
4.250 -0.2741 0.06363 0.05246 0.1035 0.9949 0.8605
4.500 -0.2581 0.06372 0.05255 0.1024 0.9880 0.8603
4.750 -0.2390 0.06429 0.05311 0.1006 0.9815 0.8603
5.000 -0.2177 0.06476 0.05359 0.0985 0.9728 0.8605
5.250 -0.2006 0.06493 0.05379 0.0973 0.9654 0.8609
5.500 -0.1730 0.06647 0.05537 0.0941 0.9579 0.8618
5.750 -0.1580 0.06617 0.05512 0.0934 0.9489 0.8630
6.000 -0.1361 0.06718 0.05619 0.0914 0.9419 0.8648
6.250 -0.1124 0.06808 0.05716 0.0890 0.9321 0.8668
6.500 -0.0961 0.06837 0.05751 0.0879 0.9232 0.8688
6.750 -0.0690 0.07012 0.05932 0.0846 0.9155 0.8712
7.000 -0.0493 0.07064 0.05997 0.0831 0.9045 0.8731
7.250 -0.0327 0.07119 0.06062 0.0820 0.8945 0.8751
7.500 -0.0100 0.07260 0.06214 0.0798 0.8857 0.8774
7.750 0.0199 0.07470 0.06437 0.0763 0.8747 0.8805
8.000 0.0355 0.07514 0.06495 0.0752 0.8625 0.8834
8.250 0.0528 0.07607 0.06601 0.0737 0.8505 0.8867
8.500 0.0704 0.07724 0.06733 0.0725 0.8388 0.8901
8.750 0.0903 0.07867 0.06891 0.0707 0.8262 0.8941
9.000 0.1111 0.08017 0.07060 0.0686 0.8124 0.8983
9.250 0.1313 0.08166 0.07227 0.0667 0.7974 0.9022
9.500 0.1534 0.08323 0.07403 0.0647 0.7806 0.9066
9.750 0.1891 0.08587 0.07688 0.0608 0.7616 0.9122
10.000 0.2018 0.08627 0.07747 0.0603 0.7379 0.9165
10.250 0.2810 0.08364 0.07521 0.0568 0.6557 0.9251
10.500 0.3345 0.08291 0.07485 0.0537 0.6236 0.9334
10.750 0.3853 0.08187 0.07421 0.0509 0.5943 0.9429
11.000 0.4301 0.08077 0.07351 0.0485 0.5625 0.9513
11.250 0.5347 0.07404 0.06759 0.0441 0.5223 0.9631
11.500 0.7342 0.04861 0.04306 0.0452 0.3743 0.9802
11.750 0.7437 0.05008 0.04291 0.0479 0.2442 0.9869
12.000 0.7763 0.05219 0.04425 0.0467 0.1740 0.9956
12.250 0.9120 0.05521 0.04665 0.0367 0.1097 1.0000
12.500 0.9059 0.05604 0.04780 0.0407 0.1058 1.0000
12.750 0.9428 0.05944 0.05133 0.0391 0.0948 1.0000
13.000 0.9395 0.06199 0.05434 0.0409 0.0915 1.0000
13.250 0.9450 0.06570 0.05851 0.0413 0.0884 1.0000
13.500 0.9804 0.07164 0.06447 0.0384 0.0829 1.0000
13.750 0.9689 0.07528 0.06847 0.0397 0.0826 1.0000
14.000 0.9539 0.07919 0.07273 0.0409 0.0825 1.0000
14.250 0.9309 0.08323 0.07710 0.0421 0.0821 1.0000
14.500 0.9157 0.08793 0.08205 0.0421 0.0824 1.0000
14.750 0.8958 0.09285 0.08720 0.0420 0.0825 1.0000
15.000 0.8802 0.09835 0.09288 0.0411 0.0829 1.0000
15.250 0.7902 0.10708 0.10211 0.0388 0.0933 1.0000
15.500 0.7720 0.11417 0.10927 0.0355 0.0947 1.0000
15.750 0.7599 0.12159 0.11672 0.0320 0.0957 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S827 Airfoil (s827-nr)