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

Polar data table (+)

Polar graphs


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