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

Polar data table (+)

Polar graphs


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