NREL's S828 Airfoil (s828-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S828 Airfoil (s828-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.05 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s828-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s828-nr-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.3818 0.10695 0.10044 -0.0856 0.9631 0.0354
-11.250 -0.3846 0.10079 0.09427 -0.0900 0.9599 0.0352
-11.000 -0.3908 0.09519 0.08864 -0.0939 0.9566 0.0350
-10.750 -0.4006 0.09120 0.08463 -0.0952 0.9516 0.0346
-10.500 -0.4100 0.08687 0.08026 -0.0971 0.9476 0.0341
-10.250 -0.4280 0.08195 0.07521 -0.0991 0.9442 0.0342
-10.000 -0.4463 0.07977 0.07299 -0.0964 0.9385 0.0336
-9.750 -0.4650 0.07691 0.07001 -0.0945 0.9342 0.0333
-9.500 -0.4859 0.07390 0.06681 -0.0921 0.9305 0.0337
-9.250 -0.5086 0.07296 0.06583 -0.0863 0.9244 0.0330
-9.000 -0.5302 0.07100 0.06370 -0.0812 0.9197 0.0331
-8.750 -0.5432 0.06830 0.06073 -0.0776 0.9164 0.0334
-8.500 -0.5659 0.06730 0.05963 -0.0707 0.9117 0.0332
-8.250 -0.5803 0.06541 0.05752 -0.0655 0.9082 0.0333
-8.000 -0.5880 0.06302 0.05484 -0.0612 0.9052 0.0333
-7.750 -0.5911 0.06028 0.05168 -0.0574 0.9027 0.0338
-7.500 -0.6011 0.05866 0.04980 -0.0519 0.8993 0.0339
-7.250 -0.6062 0.05669 0.04749 -0.0469 0.8966 0.0341
-7.000 -0.6050 0.05451 0.04491 -0.0429 0.8946 0.0343
-6.750 -0.5974 0.05214 0.04202 -0.0397 0.8927 0.0348
-6.500 -0.5824 0.04991 0.03926 -0.0375 0.8910 0.0355
-6.250 -0.5620 0.04767 0.03684 -0.0369 0.8897 0.0372
-6.000 -0.5399 0.04619 0.03516 -0.0364 0.8883 0.0419
-5.750 -0.5212 0.04483 0.03344 -0.0346 0.8866 0.0452
-5.500 -0.4877 0.04315 0.03157 -0.0354 0.8857 0.0493
-5.250 -0.4590 0.04221 0.03042 -0.0355 0.8847 0.0584
-5.000 -0.4224 0.04101 0.02912 -0.0370 0.8839 0.0748
-4.750 -0.4024 0.04012 0.02827 -0.0359 0.8823 0.0930
-4.500 -0.3870 0.03919 0.02746 -0.0340 0.8805 0.1240
-4.250 -0.3770 0.03802 0.02675 -0.0314 0.8786 0.1828
-4.000 -0.3797 0.03638 0.02613 -0.0268 0.8769 0.3205
-3.750 -0.2803 0.04090 0.03208 -0.0307 0.8781 0.8371
-3.500 -0.1772 0.04369 0.03412 -0.0415 0.8790 0.9010
-3.250 -0.0868 0.04423 0.03406 -0.0531 0.8794 0.9335
-3.000 -0.0451 0.04420 0.03370 -0.0569 0.8786 0.9474
-2.750 -0.0126 0.04418 0.03344 -0.0591 0.8774 0.9580
-2.500 0.0243 0.04404 0.03302 -0.0623 0.8761 0.9658
-2.250 0.0578 0.04399 0.03275 -0.0648 0.8747 0.9730
-2.000 0.0834 0.04401 0.03260 -0.0659 0.8729 0.9799
-1.750 0.1050 0.04406 0.03253 -0.0664 0.8709 0.9863
-1.500 0.1288 0.04414 0.03246 -0.0672 0.8686 0.9921
-1.250 0.1554 0.04421 0.03241 -0.0685 0.8666 0.9971
-1.000 0.1779 0.04438 0.03247 -0.0690 0.8645 1.0000
-0.750 0.1936 0.04461 0.03262 -0.0679 0.8622 1.0000
-0.500 0.2126 0.04487 0.03278 -0.0674 0.8602 1.0000
-0.250 0.2101 0.04524 0.03311 -0.0630 0.8563 1.0000
0.000 0.2174 0.04556 0.03339 -0.0604 0.8529 1.0000
0.250 0.2309 0.04586 0.03365 -0.0589 0.8499 1.0000
0.500 0.2494 0.04618 0.03391 -0.0582 0.8473 1.0000
0.750 0.2587 0.04654 0.03425 -0.0559 0.8439 1.0000
1.000 0.2626 0.04691 0.03461 -0.0527 0.8395 1.0000
1.250 0.2768 0.04726 0.03494 -0.0512 0.8359 1.0000
1.500 0.2969 0.04763 0.03530 -0.0508 0.8329 1.0000
1.750 0.3022 0.04802 0.03570 -0.0478 0.8281 1.0000
2.000 0.3116 0.04841 0.03611 -0.0455 0.8233 1.0000
2.250 0.3315 0.04879 0.03650 -0.0450 0.8196 1.0000
2.500 0.3417 0.04920 0.03693 -0.0428 0.8146 1.0000
2.750 0.3507 0.04960 0.03736 -0.0404 0.8089 1.0000
3.000 0.3729 0.05000 0.03781 -0.0402 0.8049 1.0000
3.250 0.3778 0.05041 0.03829 -0.0372 0.7982 1.0000
3.500 0.3945 0.05081 0.03874 -0.0361 0.7927 1.0000
3.750 0.4115 0.05123 0.03922 -0.0350 0.7874 1.0000
4.000 0.4199 0.05162 0.03969 -0.0325 0.7800 1.0000
4.250 0.4473 0.05200 0.04019 -0.0330 0.7756 1.0000
4.500 0.4479 0.05240 0.04067 -0.0293 0.7663 1.0000
4.750 0.4764 0.05273 0.04112 -0.0299 0.7616 1.0000
5.000 0.4781 0.05312 0.04159 -0.0263 0.7515 1.0000
5.250 0.4943 0.05345 0.04203 -0.0249 0.7439 1.0000
5.500 0.5116 0.05371 0.04246 -0.0237 0.7359 1.0000
5.750 0.5208 0.05402 0.04289 -0.0212 0.7260 1.0000
6.000 0.5512 0.05407 0.04313 -0.0217 0.7198 1.0000
6.250 0.5576 0.05430 0.04348 -0.0188 0.7081 1.0000
6.500 0.5680 0.05445 0.04378 -0.0164 0.6968 1.0000
6.750 0.5836 0.05443 0.04397 -0.0145 0.6859 1.0000
7.000 0.6108 0.05404 0.04380 -0.0141 0.6766 1.0000
7.250 0.6280 0.05369 0.04366 -0.0121 0.6643 1.0000
7.500 0.6417 0.05328 0.04344 -0.0097 0.6506 1.0000
7.750 0.6524 0.05282 0.04317 -0.0067 0.6352 1.0000
8.000 0.6545 0.05261 0.04316 -0.0027 0.6167 1.0000
8.250 0.6688 0.05176 0.04254 0.0001 0.5991 1.0000
8.500 0.6886 0.05042 0.04145 0.0027 0.5809 1.0000
8.750 0.6947 0.04979 0.04102 0.0065 0.5579 1.0000
9.000 0.7063 0.04866 0.04012 0.0101 0.5330 1.0000
9.250 0.7178 0.04750 0.03916 0.0139 0.5030 1.0000
9.500 0.7359 0.04588 0.03774 0.0174 0.4610 1.0000
9.750 0.7726 0.04280 0.03427 0.0205 0.3651 1.0000
10.000 0.7738 0.04328 0.03414 0.0248 0.2862 1.0000
10.250 0.7665 0.04472 0.03515 0.0288 0.2340 1.0000
10.500 0.7598 0.04633 0.03643 0.0324 0.1938 1.0000
10.750 0.7555 0.04798 0.03781 0.0356 0.1618 1.0000
11.000 0.7541 0.04961 0.03925 0.0383 0.1373 1.0000
11.250 0.7562 0.05118 0.04070 0.0407 0.1184 1.0000
11.500 0.7600 0.05275 0.04217 0.0427 0.1027 1.0000
11.750 0.7689 0.05415 0.04356 0.0444 0.0899 1.0000
12.000 0.7808 0.05549 0.04502 0.0459 0.0784 1.0000
12.250 0.8000 0.05663 0.04629 0.0471 0.0690 1.0000
12.500 0.8290 0.05769 0.04743 0.0478 0.0609 1.0000
12.750 0.8460 0.05932 0.04930 0.0487 0.0542 1.0000
13.000 0.8748 0.06137 0.05152 0.0490 0.0493 1.0000
13.250 0.8835 0.06406 0.05463 0.0503 0.0453 1.0000
13.500 0.8862 0.06655 0.05731 0.0514 0.0423 1.0000
13.750 0.8951 0.06947 0.06027 0.0520 0.0398 1.0000
14.000 0.8895 0.07312 0.06429 0.0533 0.0391 1.0000
14.250 0.8791 0.07698 0.06850 0.0545 0.0385 1.0000
14.500 0.8623 0.08142 0.07329 0.0552 0.0378 1.0000
14.750 0.8458 0.08597 0.07812 0.0554 0.0375 1.0000
15.000 0.8253 0.09128 0.08369 0.0549 0.0373 1.0000
15.250 0.8053 0.09687 0.08949 0.0536 0.0374 1.0000
15.500 0.7827 0.10334 0.09616 0.0514 0.0375 1.0000
15.750 0.7631 0.11004 0.10298 0.0485 0.0380 1.0000
16.000 0.7426 0.11764 0.11068 0.0446 0.0384 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S828 Airfoil (s828-nr)