NREL's S829 Airfoil (s829-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S829 Airfoil (s829-nr) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 33.14 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s829-nr-100000.txt Download as CSV file: xf-s829-nr-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S829 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 -0.6028 0.08589 0.08191 -0.0531 1.0000 0.0594
-10.750 -0.6227 0.08159 0.07758 -0.0518 1.0000 0.0584
-10.500 -0.6445 0.07753 0.07347 -0.0499 1.0000 0.0565
-10.250 -0.6762 0.07348 0.06932 -0.0471 1.0000 0.0552
-10.000 -0.7096 0.06989 0.06562 -0.0432 1.0000 0.0543
-9.750 -0.7454 0.06662 0.06218 -0.0380 1.0000 0.0533
-9.500 -0.7852 0.06383 0.05919 -0.0313 1.0000 0.0518
-9.250 -0.8774 0.07257 0.06759 -0.0190 1.0000 0.0576
-9.000 -0.8981 0.06911 0.06397 -0.0133 1.0000 0.0548
-8.750 -0.9311 0.06450 0.05868 -0.0042 1.0000 0.0466
-8.500 -0.9404 0.06122 0.05521 0.0005 1.0000 0.0454
-8.250 -0.9494 0.05786 0.05156 0.0056 1.0000 0.0442
-8.000 -0.9556 0.05441 0.04776 0.0106 1.0000 0.0425
-7.750 -0.9583 0.05153 0.04450 0.0153 1.0000 0.0427
-7.500 -0.9571 0.04875 0.04133 0.0195 1.0000 0.0429
-7.250 -0.9529 0.04640 0.03857 0.0234 1.0000 0.0445
-7.000 -0.9443 0.04393 0.03567 0.0268 1.0000 0.0453
-6.750 -0.9310 0.04135 0.03263 0.0297 1.0000 0.0460
-6.500 -0.9133 0.03907 0.02992 0.0319 1.0000 0.0470
-6.250 -0.8869 0.03608 0.02665 0.0324 1.0000 0.0505
-6.000 -0.8690 0.03484 0.02537 0.0338 1.0000 0.0566
-5.750 -0.8426 0.03292 0.02332 0.0342 1.0000 0.0651
-5.500 -0.8231 0.03169 0.02204 0.0355 1.0000 0.0764
-5.250 -0.8048 0.03036 0.02079 0.0371 1.0000 0.0902
-5.000 -0.7923 0.02925 0.01982 0.0395 1.0000 0.1087
-4.750 -0.7831 0.02806 0.01879 0.0427 1.0000 0.1321
-4.500 -0.7774 0.02679 0.01786 0.0464 1.0000 0.1731
-4.250 -0.7494 0.02609 0.02101 0.0504 1.0000 0.7347
-4.000 -0.7603 0.02665 0.02144 0.0590 1.0000 0.7884
-3.750 -0.6044 0.03586 0.02990 0.0433 1.0000 0.8538
-3.500 -0.5008 0.03937 0.03296 0.0315 1.0000 0.8802
-3.250 -0.4328 0.04107 0.03433 0.0246 1.0000 0.9037
-3.000 -0.3655 0.04237 0.03538 0.0172 1.0000 0.9285
-2.750 -0.2864 0.04300 0.03576 0.0068 1.0000 0.9510
-2.500 -0.2182 0.04337 0.03590 -0.0026 0.9973 0.9709
-2.250 -0.1236 0.04323 0.03552 -0.0177 0.9890 0.9868
-2.000 -0.0417 0.04310 0.03521 -0.0306 0.9836 1.0000
-1.750 -0.0432 0.04302 0.03509 -0.0267 0.9853 1.0000
-1.500 -0.0423 0.04299 0.03502 -0.0232 0.9870 1.0000
-1.250 -0.0442 0.04305 0.03503 -0.0192 0.9900 1.0000
-1.000 -0.0577 0.04322 0.03516 -0.0128 0.9959 1.0000
-0.750 -0.0668 0.04341 0.03531 -0.0072 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0572 0.04342 0.03528 -0.0054 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0475 0.04346 0.03528 -0.0036 1.0000 1.0000
0.000 -0.0378 0.04353 0.03532 -0.0018 1.0000 1.0000
0.250 -0.0281 0.04362 0.03540 0.0000 1.0000 1.0000
0.500 -0.0183 0.04375 0.03549 0.0018 1.0000 1.0000
0.750 -0.0086 0.04390 0.03563 0.0036 1.0000 1.0000
1.000 0.0010 0.04407 0.03580 0.0054 1.0000 1.0000
1.250 0.0106 0.04428 0.03600 0.0072 1.0000 1.0000
1.500 0.0201 0.04451 0.03624 0.0089 1.0000 1.0000
1.750 0.0295 0.04478 0.03651 0.0107 1.0000 1.0000
2.000 0.0388 0.04507 0.03681 0.0124 1.0000 1.0000
2.250 0.0478 0.04539 0.03715 0.0142 1.0000 1.0000
2.500 0.0589 0.04573 0.03751 0.0155 0.9995 1.0000
2.750 0.1207 0.04676 0.03865 0.0062 0.9831 1.0000
3.000 0.2896 0.04692 0.03902 -0.0201 0.8986 1.0000
3.250 0.3240 0.04689 0.03909 -0.0220 0.8795 1.0000
3.500 0.3645 0.04695 0.03924 -0.0247 0.8630 1.0000
3.750 0.4003 0.04697 0.03938 -0.0265 0.8483 1.0000
4.000 0.4382 0.04684 0.03938 -0.0285 0.8337 1.0000
4.250 0.4797 0.04649 0.03918 -0.0308 0.8190 1.0000
4.500 0.5299 0.04572 0.03861 -0.0341 0.8041 1.0000
4.750 0.5499 0.04514 0.03815 -0.0324 0.7862 1.0000
5.000 0.5934 0.04387 0.03706 -0.0340 0.7697 1.0000
5.250 0.6484 0.04193 0.03540 -0.0368 0.7541 1.0000
5.500 0.7056 0.03958 0.03333 -0.0396 0.7396 1.0000
5.750 0.8444 0.03222 0.02656 -0.0519 0.7203 1.0000
6.000 0.8278 0.03208 0.02651 -0.0436 0.6990 1.0000
6.250 0.8340 0.03054 0.02518 -0.0379 0.6728 1.0000
6.500 0.8209 0.03037 0.02511 -0.0305 0.6430 1.0000
6.750 0.8710 0.02628 0.01874 -0.0265 0.2879 1.0000
7.000 0.8536 0.02779 0.01969 -0.0194 0.2246 1.0000
7.250 0.8454 0.02916 0.02063 -0.0139 0.1825 1.0000
7.500 0.8436 0.03034 0.02156 -0.0095 0.1541 1.0000
7.750 0.8459 0.03147 0.02245 -0.0057 0.1335 1.0000
8.000 0.8580 0.03259 0.02347 -0.0032 0.1157 1.0000
8.250 0.8771 0.03373 0.02455 -0.0018 0.1009 1.0000
8.500 0.9025 0.03503 0.02581 -0.0014 0.0876 1.0000
8.750 0.9388 0.03677 0.02759 -0.0028 0.0754 1.0000
9.000 1.0024 0.04004 0.03102 -0.0088 0.0634 1.0000
9.250 1.0120 0.04131 0.03248 -0.0060 0.0580 1.0000
9.500 1.0461 0.04510 0.03650 -0.0076 0.0527 1.0000
9.750 1.0489 0.04722 0.03906 -0.0034 0.0508 1.0000
10.000 1.0447 0.04886 0.04101 0.0015 0.0483 1.0000
10.250 1.0437 0.05017 0.04241 0.0055 0.0454 1.0000
10.500 1.0450 0.05256 0.04488 0.0086 0.0432 1.0000
10.750 1.0393 0.05548 0.04806 0.0131 0.0427 1.0000
11.000 1.0249 0.05838 0.05122 0.0187 0.0424 1.0000
11.250 1.0058 0.05981 0.05286 0.0252 0.0426 1.0000
11.500 0.9856 0.06141 0.05466 0.0315 0.0427 1.0000
11.750 0.9640 0.06333 0.05677 0.0375 0.0426 1.0000
12.000 0.9409 0.06492 0.05856 0.0434 0.0428 1.0000
12.250 0.9155 0.06646 0.06029 0.0494 0.0431 1.0000
12.500 0.8795 0.06813 0.06225 0.0560 0.0441 1.0000
12.750 0.8328 0.07082 0.06524 0.0624 0.0456 1.0000
13.000 0.7991 0.07370 0.06829 0.0668 0.0461 1.0000
13.250 0.7648 0.07717 0.07193 0.0702 0.0473 1.0000
13.500 0.7310 0.08128 0.07617 0.0723 0.0477 1.0000
13.750 0.7006 0.08609 0.08107 0.0728 0.0489 1.0000
14.000 0.6724 0.09167 0.08674 0.0718 0.0499 1.0000
14.250 0.6455 0.09831 0.09344 0.0693 0.0509 1.0000
14.500 0.6229 0.10574 0.10089 0.0660 0.0521 1.0000
14.750 0.6154 0.11147 0.10660 0.0643 0.0533 1.0000
15.000 0.4270 0.14038 0.13592 0.0454 0.1325 1.0000
15.250 0.4013 0.14190 0.13739 0.0433 0.1315 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S829 Airfoil (s829-nr)