NREL's S827 Airfoil (s827-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S827 Airfoil (s827-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s827-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s827-nr-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.000 -0.2136 0.14379 0.13731 -0.0939 0.9442 0.0466
-14.750 -0.2136 0.14200 0.13552 -0.0926 0.9404 0.0452
-14.500 -0.3446 0.15036 0.14357 -0.0866 0.9634 0.0459
-14.250 -0.3362 0.14605 0.13920 -0.0887 0.9608 0.0436
-14.000 -0.3317 0.14099 0.13415 -0.0920 0.9587 0.0415
-13.500 -0.3596 0.12593 0.11912 -0.1012 0.9510 0.0357
-13.250 -0.3583 0.12153 0.11472 -0.1029 0.9483 0.0352
-13.000 -0.3608 0.11671 0.10986 -0.1053 0.9461 0.0347
-12.750 -0.3672 0.11157 0.10468 -0.1081 0.9442 0.0342
-12.500 -0.3841 0.10823 0.10133 -0.1072 0.9395 0.0339
-12.250 -0.3999 0.10409 0.09713 -0.1078 0.9361 0.0335
-12.000 -0.4164 0.09974 0.09269 -0.1086 0.9334 0.0331
-11.750 -0.4314 0.09558 0.08841 -0.1094 0.9311 0.0327
-11.500 -0.4542 0.09297 0.08572 -0.1069 0.9266 0.0325
-11.250 -0.4761 0.09010 0.08274 -0.1048 0.9224 0.0323
-11.000 -0.4918 0.08721 0.07970 -0.1035 0.9194 0.0319
-10.750 -0.5072 0.08410 0.07640 -0.1022 0.9169 0.0317
-10.500 -0.5329 0.08286 0.07508 -0.0970 0.9125 0.0315
-10.250 -0.5542 0.08132 0.07342 -0.0926 0.9090 0.0313
-10.000 -0.5717 0.07945 0.07138 -0.0889 0.9061 0.0310
-9.750 -0.5855 0.07735 0.06907 -0.0855 0.9035 0.0308
-9.500 -0.6066 0.07630 0.06789 -0.0798 0.9000 0.0306
-9.250 -0.6283 0.07523 0.06668 -0.0735 0.8965 0.0306
-9.000 -0.6397 0.07353 0.06478 -0.0690 0.8941 0.0304
-8.750 -0.6458 0.07144 0.06239 -0.0651 0.8922 0.0304
-8.500 -0.6453 0.06929 0.05997 -0.0621 0.8905 0.0306
-8.250 -0.6371 0.06706 0.05745 -0.0601 0.8890 0.0310
-8.000 -0.6355 0.06542 0.05555 -0.0565 0.8869 0.0316
-7.750 -0.6297 0.06376 0.05362 -0.0533 0.8848 0.0329
-7.500 -0.2846 0.06233 0.05103 -0.0810 0.8925 0.0505
-7.250 -0.2509 0.06329 0.05186 -0.0794 0.8914 0.0608
-7.000 -0.2326 0.06364 0.05229 -0.0771 0.8900 0.0709
-6.750 -0.2214 0.06341 0.05211 -0.0750 0.8885 0.0860
-6.250 -0.1953 0.06816 0.05942 -0.0626 0.8845 0.3499
-6.000 -0.2235 0.06623 0.05739 -0.0575 0.8823 0.4380
-5.750 -0.2506 0.06436 0.05543 -0.0526 0.8798 0.4582
-5.500 -0.2772 0.06258 0.05355 -0.0475 0.8774 0.4752
-5.250 -0.3030 0.06084 0.05170 -0.0424 0.8754 0.4920
-5.000 -0.3309 0.05957 0.05037 -0.0361 0.8737 0.5040
-4.750 -0.1889 0.07460 0.06451 -0.0361 0.8742 0.6821
-4.500 -0.2073 0.07456 0.06443 -0.0296 0.8718 0.6838
-4.250 -0.2140 0.07424 0.06401 -0.0253 0.8693 0.6841
-4.000 -0.2086 0.07377 0.06335 -0.0230 0.8675 0.6821
-3.750 -0.2072 0.07325 0.06270 -0.0202 0.8659 0.6804
-3.500 -0.2056 0.07266 0.06197 -0.0175 0.8639 0.6788
-3.250 -0.2037 0.07201 0.06119 -0.0151 0.8620 0.6774
-3.000 -0.2019 0.07139 0.06044 -0.0126 0.8604 0.6766
-2.750 -0.2210 0.07081 0.05983 -0.0062 0.8577 0.6767
-2.500 -0.2345 0.07011 0.05909 -0.0008 0.8548 0.6768
-2.250 -0.2479 0.06926 0.05819 0.0043 0.8523 0.6767
-2.000 -0.2578 0.06829 0.05713 0.0088 0.8497 0.6764
-1.750 -0.2583 0.06733 0.05604 0.0115 0.8474 0.6763
-1.500 -0.2652 0.06632 0.05495 0.0153 0.8448 0.6765
-1.250 -0.2763 0.06520 0.05378 0.0199 0.8414 0.6771
-1.000 -0.2772 0.06422 0.05271 0.0227 0.8384 0.6779
-0.750 -0.2720 0.06334 0.05172 0.0245 0.8357 0.6789
-0.500 -0.2605 0.06252 0.05078 0.0251 0.8332 0.6798
-0.250 -0.2584 0.06153 0.04969 0.0273 0.8299 0.6807
0.000 -0.2558 0.06053 0.04861 0.0293 0.8262 0.6815
0.250 -0.2444 0.05973 0.04768 0.0298 0.8229 0.6825
0.500 -0.2264 0.05908 0.04691 0.0292 0.8200 0.6834
0.750 -0.2091 0.05843 0.04613 0.0286 0.8170 0.6848
1.000 -0.1999 0.05803 0.04570 0.0301 0.8126 0.6859
1.250 -0.1814 0.05789 0.04548 0.0302 0.8088 0.6868
1.500 -0.1576 0.05788 0.04542 0.0294 0.8057 0.6879
1.750 -0.1392 0.05779 0.04529 0.0295 0.8018 0.6892
2.000 -0.1254 0.05759 0.04507 0.0302 0.7969 0.6905
2.250 -0.1025 0.05756 0.04498 0.0293 0.7931 0.6918
2.500 -0.0731 0.05767 0.04505 0.0274 0.7900 0.6931
2.750 -0.0634 0.05743 0.04481 0.0285 0.7839 0.6946
3.000 -0.0398 0.05744 0.04479 0.0273 0.7795 0.6963
3.250 -0.0084 0.05759 0.04491 0.0248 0.7761 0.6983
3.500 0.0034 0.05754 0.04488 0.0256 0.7695 0.7001
3.750 0.0273 0.05783 0.04521 0.0250 0.7648 0.7016
4.000 0.0530 0.05818 0.04561 0.0242 0.7605 0.7033
4.250 0.0670 0.05832 0.04582 0.0249 0.7534 0.7051
4.500 0.0957 0.05867 0.04621 0.0234 0.7491 0.7071
4.750 0.1121 0.05886 0.04647 0.0235 0.7420 0.7092
5.000 0.1389 0.05914 0.04680 0.0220 0.7365 0.7115
5.250 0.1629 0.05941 0.04714 0.0207 0.7304 0.7137
5.500 0.1833 0.05974 0.04758 0.0206 0.7235 0.7154
5.750 0.2105 0.06013 0.04809 0.0197 0.7182 0.7174
6.000 0.2265 0.06045 0.04856 0.0201 0.7097 0.7195
6.250 0.2553 0.06082 0.04906 0.0188 0.7041 0.7223
6.500 0.2735 0.06115 0.04951 0.0186 0.6952 0.7251
6.750 0.2985 0.06150 0.04997 0.0173 0.6876 0.7284
7.000 0.3227 0.06180 0.05047 0.0169 0.6800 0.7305
7.250 0.3398 0.06215 0.05099 0.0173 0.6704 0.7329
7.500 0.3732 0.06227 0.05132 0.0158 0.6643 0.7357
7.750 0.3897 0.06260 0.05181 0.0159 0.6531 0.7386
8.000 0.4115 0.06284 0.05225 0.0153 0.6425 0.7419
8.250 0.4397 0.06278 0.05243 0.0147 0.6338 0.7448
8.500 0.4644 0.06268 0.05257 0.0146 0.6236 0.7479
8.750 0.4842 0.06269 0.05281 0.0149 0.6110 0.7514
9.000 0.5071 0.06254 0.05293 0.0147 0.5979 0.7556
9.250 0.5302 0.06221 0.05287 0.0149 0.5843 0.7591
9.500 0.5539 0.06163 0.05258 0.0155 0.5698 0.7628
9.750 0.5817 0.06066 0.05191 0.0158 0.5543 0.7672
10.000 0.6096 0.05956 0.05111 0.0160 0.5362 0.7719
10.250 0.6277 0.05876 0.05067 0.0176 0.5140 0.7756
10.500 0.6507 0.05744 0.04966 0.0191 0.4892 0.7803
10.750 0.6750 0.05619 0.04868 0.0202 0.4564 0.7860
11.000 0.7043 0.05404 0.04670 0.0223 0.4074 0.7911
11.250 0.7327 0.05232 0.04453 0.0243 0.3149 0.7972
11.500 0.7358 0.05377 0.04549 0.0263 0.2420 0.8021
11.750 0.7331 0.05601 0.04735 0.0282 0.1930 0.8066
12.000 0.7331 0.05840 0.04948 0.0294 0.1555 0.8119
12.250 0.7351 0.06071 0.05161 0.0305 0.1280 0.8170
12.500 0.7383 0.06286 0.05361 0.0316 0.1090 0.8225
13.000 0.7567 0.06640 0.05722 0.0333 0.0806 0.8354
13.250 0.7684 0.06808 0.05890 0.0337 0.0703 0.8432
13.500 0.7875 0.06905 0.06017 0.0349 0.0614 0.8515
13.750 0.8072 0.07024 0.06155 0.0356 0.0538 0.8610
14.250 0.8430 0.07344 0.06531 0.0371 0.0431 0.8839
14.500 0.8524 0.07579 0.06804 0.0379 0.0400 0.8981
14.750 0.8603 0.07841 0.07095 0.0384 0.0377 0.9165
15.000 0.8686 0.08110 0.07380 0.0381 0.0357 0.9487
15.250 0.8615 0.08505 0.07812 0.0376 0.0348 1.0000
15.500 0.8516 0.09001 0.08346 0.0364 0.0340 1.0000
15.750 0.8375 0.09562 0.08940 0.0347 0.0332 1.0000
16.000 0.8231 0.10157 0.09563 0.0325 0.0331 1.0000
16.250 0.8055 0.10816 0.10246 0.0296 0.0329 1.0000
16.500 0.7862 0.11547 0.10997 0.0258 0.0330 1.0000
16.750 0.7665 0.12355 0.11821 0.0211 0.0333 1.0000
17.000 0.7476 0.13231 0.12708 0.0158 0.0339 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S827 Airfoil (s827-nr)