NREL's S828 Airfoil (s828-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S828 Airfoil (s828-nr) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 28.89 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s828-nr-100000.txt Download as CSV file: xf-s828-nr-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S828 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.2826 0.11588 0.11174 -0.0729 0.9583 0.1108
-10.750 -0.3130 0.11263 0.10856 -0.0753 0.9572 0.1134
-10.500 -0.3473 0.11002 0.10603 -0.0755 0.9561 0.1139
-10.250 -0.3246 0.10767 0.10368 -0.0702 0.9552 0.1171
-10.000 -0.3282 0.10585 0.10188 -0.0677 0.9547 0.1198
-9.750 -0.3419 0.10335 0.09942 -0.0663 0.9544 0.1228
-9.500 -0.3766 0.09950 0.09565 -0.0670 0.9541 0.1265
-9.250 -0.4714 0.09363 0.08949 -0.0765 0.9537 0.1181
-9.000 -0.4954 0.09165 0.08753 -0.0730 0.9529 0.1194
-8.750 -0.5285 0.09003 0.08592 -0.0682 0.9526 0.1198
-8.500 -0.5712 0.08906 0.08495 -0.0619 0.9526 0.1185
-7.750 -0.7382 0.09285 0.08907 -0.0202 1.0000 0.1072
-7.500 -0.7597 0.09010 0.08627 -0.0164 1.0000 0.1088
-7.250 -0.7826 0.08729 0.08331 -0.0124 1.0000 0.1111
-7.000 -0.8347 0.08753 0.08284 -0.0044 1.0000 0.1142
-6.750 -0.8084 0.08033 0.07611 -0.0053 1.0000 0.1186
-6.500 -0.8132 0.07759 0.07324 -0.0021 1.0000 0.1239
-6.250 -0.8274 0.07439 0.06976 0.0017 1.0000 0.1306
-6.000 -0.8217 0.07122 0.06661 0.0042 1.0000 0.1356
-5.000 -0.7924 0.04931 0.04202 0.0200 1.0000 0.0561
-4.750 -0.7759 0.04659 0.03830 0.0244 1.0000 0.0472
-4.500 -0.7591 0.04280 0.03426 0.0260 1.0000 0.0456
-4.250 -0.7406 0.04017 0.03127 0.0279 1.0000 0.0446
-4.000 -0.7198 0.03795 0.02867 0.0297 1.0000 0.0446
-3.750 -0.6984 0.03648 0.02686 0.0312 1.0000 0.0456
-3.500 -0.6763 0.03473 0.02494 0.0322 1.0000 0.0492
-3.250 -0.6550 0.03358 0.02375 0.0332 1.0000 0.0538
-3.000 -0.6326 0.03261 0.02257 0.0346 1.0000 0.0592
-2.750 -0.6139 0.03151 0.02158 0.0360 1.0000 0.0715
-2.500 -0.5983 0.03031 0.02057 0.0382 1.0000 0.0918
-2.250 -0.1895 0.04369 0.03674 -0.0227 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1797 0.04363 0.03654 -0.0208 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1696 0.04361 0.03638 -0.0190 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1594 0.04362 0.03626 -0.0171 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1489 0.04367 0.03619 -0.0153 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1383 0.04375 0.03615 -0.0135 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1276 0.04386 0.03614 -0.0117 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1169 0.04399 0.03618 -0.0099 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1061 0.04415 0.03625 -0.0081 1.0000 1.0000
0.000 -0.0952 0.04434 0.03636 -0.0063 1.0000 1.0000
0.250 -0.0843 0.04455 0.03649 -0.0046 1.0000 1.0000
0.500 -0.0735 0.04479 0.03665 -0.0028 1.0000 1.0000
0.750 -0.0443 0.04526 0.03706 -0.0051 0.9951 1.0000
1.000 -0.0130 0.04576 0.03751 -0.0077 0.9873 1.0000
1.250 0.0145 0.04651 0.03821 -0.0094 0.9807 1.0000
1.500 0.0452 0.04732 0.03898 -0.0118 0.9721 1.0000
1.750 0.0653 0.04758 0.03922 -0.0120 0.9632 1.0000
2.000 0.0965 0.04912 0.04071 -0.0143 0.9575 1.0000
2.250 0.1135 0.04900 0.04060 -0.0138 0.9470 1.0000
2.500 0.1306 0.04950 0.04110 -0.0134 0.9388 1.0000
3.000 0.1746 0.05087 0.04248 -0.0143 0.9205 1.0000
3.250 0.1927 0.05161 0.04324 -0.0140 0.9123 1.0000
3.500 0.2234 0.05279 0.04444 -0.0160 0.9033 1.0000
3.750 0.2356 0.05299 0.04468 -0.0145 0.8917 1.0000
4.000 0.2517 0.05360 0.04532 -0.0138 0.8808 1.0000
4.250 0.2753 0.05461 0.04637 -0.0144 0.8715 1.0000
4.500 0.3132 0.05597 0.04782 -0.0172 0.8601 1.0000
4.750 0.3358 0.05648 0.04839 -0.0172 0.8456 1.0000
5.000 0.3948 0.05453 0.04653 -0.0202 0.7952 1.0000
5.250 0.4393 0.05433 0.04642 -0.0225 0.7777 1.0000
5.500 0.4704 0.05421 0.04640 -0.0230 0.7634 1.0000
5.750 0.4970 0.05407 0.04639 -0.0228 0.7496 1.0000
6.000 0.5217 0.05389 0.04632 -0.0222 0.7363 1.0000
6.250 0.5465 0.05362 0.04617 -0.0215 0.7231 1.0000
6.500 0.5730 0.05319 0.04587 -0.0210 0.7101 1.0000
6.750 0.6013 0.05255 0.04542 -0.0205 0.6973 1.0000
7.000 0.6337 0.05153 0.04456 -0.0202 0.6845 1.0000
7.250 0.6708 0.05003 0.04326 -0.0202 0.6720 1.0000
7.500 0.7134 0.04786 0.04136 -0.0204 0.6597 1.0000
7.750 0.7553 0.04531 0.03906 -0.0202 0.6470 1.0000
8.000 0.7784 0.04334 0.03730 -0.0176 0.6303 1.0000
8.250 0.8087 0.04061 0.03483 -0.0153 0.6126 1.0000
8.500 0.8225 0.03873 0.03313 -0.0112 0.5897 1.0000
8.750 0.8324 0.03705 0.03165 -0.0066 0.5594 1.0000
9.000 0.8948 0.03097 0.02426 -0.0037 0.3361 1.0000
9.250 0.8747 0.03265 0.02521 0.0030 0.2496 1.0000
9.500 0.8596 0.03435 0.02631 0.0086 0.1875 1.0000
9.750 0.8518 0.03584 0.02738 0.0134 0.1478 1.0000
10.000 0.8492 0.03714 0.02841 0.0174 0.1212 1.0000
10.250 0.8530 0.03824 0.02934 0.0208 0.1042 1.0000
10.500 0.8657 0.03930 0.03022 0.0231 0.0897 1.0000
10.750 0.8810 0.04026 0.03120 0.0251 0.0783 1.0000
11.000 0.9157 0.04154 0.03255 0.0251 0.0679 1.0000
11.250 0.9568 0.04354 0.03465 0.0241 0.0583 1.0000
11.500 0.9945 0.04630 0.03743 0.0228 0.0502 1.0000
11.750 1.0040 0.04844 0.04002 0.0258 0.0477 1.0000
12.000 1.0062 0.05046 0.04235 0.0293 0.0453 1.0000
12.250 1.0090 0.05217 0.04418 0.0323 0.0430 1.0000
12.500 1.0202 0.05695 0.04907 0.0333 0.0397 1.0000
12.750 1.0058 0.05884 0.05124 0.0382 0.0394 1.0000
13.000 0.9951 0.06164 0.05432 0.0420 0.0394 1.0000
13.250 0.9757 0.06442 0.05742 0.0462 0.0392 1.0000
13.500 0.9612 0.06778 0.06105 0.0492 0.0392 1.0000
13.750 0.9431 0.07133 0.06486 0.0519 0.0392 1.0000
14.000 0.9338 0.07630 0.07001 0.0532 0.0397 1.0000
14.250 0.9210 0.07882 0.07280 0.0550 0.0401 1.0000
14.500 0.8971 0.08341 0.07757 0.0563 0.0400 1.0000
14.750 0.8716 0.08638 0.08084 0.0574 0.0410 1.0000
15.000 0.6904 0.08841 0.08371 0.0604 0.0461 1.0000
15.250 0.6565 0.09389 0.08934 0.0583 0.0481 1.0000
15.500 0.6280 0.09934 0.09490 0.0557 0.0495 1.0000
15.750 0.6099 0.10452 0.10013 0.0534 0.0506 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S828 Airfoil (s828-nr)