NREL's S829 Airfoil (s829-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S829 Airfoil (s829-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.42 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s829-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s829-nr-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.4587 0.12517 0.11897 -0.0286 1.0000 0.3171
-11.000 -0.5874 0.10411 0.09828 -0.0495 1.0000 0.1442
-10.750 -0.6163 0.09807 0.09228 -0.0502 1.0000 0.1325
-10.500 -0.6706 0.09415 0.08838 -0.0488 1.0000 0.1300
-10.250 -0.6893 0.09014 0.08433 -0.0466 1.0000 0.1229
-10.000 -0.7245 0.08715 0.08130 -0.0426 1.0000 0.1204
-9.750 -0.8242 0.08819 0.08210 -0.0303 1.0000 0.1146
-9.500 -0.8097 0.08306 0.07698 -0.0298 1.0000 0.1110
-9.250 -0.8324 0.08045 0.07428 -0.0246 1.0000 0.1094
-9.000 -0.8571 0.07759 0.07126 -0.0190 1.0000 0.1077
-8.750 -0.9055 0.07518 0.06824 -0.0097 1.0000 0.0999
-8.500 -0.9130 0.07177 0.06466 -0.0057 1.0000 0.0992
-8.250 -0.9210 0.06836 0.06103 -0.0012 1.0000 0.0983
-8.000 -0.9280 0.06518 0.05757 0.0033 1.0000 0.0975
-7.750 -0.9334 0.06191 0.05395 0.0079 1.0000 0.0968
-7.500 -0.9355 0.05868 0.05033 0.0122 1.0000 0.0961
-7.250 -0.9341 0.05537 0.04656 0.0164 1.0000 0.0954
-7.000 -0.9276 0.05225 0.04297 0.0201 1.0000 0.0953
-6.750 -0.9190 0.04947 0.03965 0.0237 1.0000 0.0979
-6.500 -0.9065 0.04680 0.03662 0.0263 1.0000 0.1034
-6.250 -0.8866 0.04429 0.03383 0.0280 1.0000 0.1107
-6.000 -0.8608 0.04168 0.03099 0.0289 1.0000 0.1208
-5.750 -0.8319 0.03953 0.02861 0.0292 1.0000 0.1384
-5.500 -0.7750 0.03709 0.02643 0.0250 1.0000 0.1777
-5.250 -0.5769 0.04574 0.03861 0.0181 1.0000 0.8145
-5.000 -0.3540 0.05211 0.04338 -0.0079 1.0000 0.9216
-4.750 -0.1844 0.05045 0.04067 -0.0371 1.0000 1.0000
-4.500 -0.1807 0.04975 0.03981 -0.0353 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1762 0.04914 0.03905 -0.0335 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1711 0.04861 0.03836 -0.0316 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1653 0.04814 0.03772 -0.0297 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1590 0.04773 0.03717 -0.0278 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1522 0.04737 0.03667 -0.0259 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1449 0.04706 0.03624 -0.0240 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1373 0.04679 0.03585 -0.0221 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1294 0.04656 0.03551 -0.0201 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1211 0.04637 0.03519 -0.0182 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1126 0.04621 0.03493 -0.0163 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1039 0.04608 0.03471 -0.0144 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0950 0.04599 0.03454 -0.0125 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0859 0.04592 0.03439 -0.0105 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0767 0.04588 0.03426 -0.0086 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0674 0.04586 0.03418 -0.0067 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0580 0.04587 0.03414 -0.0049 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0485 0.04590 0.03412 -0.0030 1.0000 1.0000
0.000 -0.0390 0.04596 0.03414 -0.0011 1.0000 1.0000
0.250 -0.0294 0.04604 0.03419 0.0008 1.0000 1.0000
0.500 -0.0199 0.04615 0.03426 0.0027 1.0000 1.0000
0.750 -0.0104 0.04628 0.03437 0.0046 1.0000 1.0000
1.000 -0.0009 0.04643 0.03452 0.0065 1.0000 1.0000
1.250 0.0085 0.04661 0.03469 0.0083 1.0000 1.0000
1.500 0.0178 0.04682 0.03490 0.0102 1.0000 1.0000
1.750 0.0271 0.04705 0.03513 0.0120 1.0000 1.0000
2.000 0.0362 0.04730 0.03540 0.0139 1.0000 1.0000
2.250 0.0451 0.04758 0.03570 0.0157 1.0000 1.0000
2.500 0.0540 0.04789 0.03604 0.0176 1.0000 1.0000
2.750 0.0626 0.04823 0.03641 0.0194 1.0000 1.0000
3.000 0.0710 0.04860 0.03683 0.0212 1.0000 1.0000
3.250 0.0792 0.04900 0.03727 0.0230 1.0000 1.0000
3.500 0.0872 0.04943 0.03776 0.0248 1.0000 1.0000
3.750 0.0949 0.04989 0.03828 0.0266 1.0000 1.0000
4.000 0.1023 0.05040 0.03885 0.0284 1.0000 1.0000
4.250 0.1094 0.05094 0.03948 0.0302 1.0000 1.0000
4.500 0.1162 0.05152 0.04014 0.0319 1.0000 1.0000
4.750 0.1227 0.05215 0.04085 0.0336 1.0000 1.0000
5.000 0.1288 0.05283 0.04161 0.0353 1.0000 1.0000
5.250 0.1345 0.05356 0.04243 0.0369 1.0000 1.0000
5.500 0.1398 0.05434 0.04330 0.0385 1.0000 1.0000
5.750 0.1446 0.05518 0.04424 0.0400 1.0000 1.0000
6.000 0.1490 0.05609 0.04528 0.0415 1.0000 1.0000
6.250 0.2047 0.05935 0.04888 0.0316 0.9746 1.0000
6.500 0.4327 0.06200 0.05257 -0.0002 0.8006 1.0000
6.750 0.4936 0.06125 0.05222 -0.0038 0.7599 1.0000
7.000 0.5646 0.05886 0.05040 -0.0071 0.7193 1.0000
7.250 0.6381 0.05427 0.04640 -0.0086 0.6774 1.0000
7.500 0.6945 0.04832 0.04106 -0.0059 0.6298 1.0000
7.750 0.7922 0.03606 0.02729 0.0029 0.3306 1.0000
8.000 0.8040 0.03814 0.02843 0.0062 0.2507 1.0000
8.250 0.9748 0.04348 0.03289 -0.0142 0.1454 1.0000
8.500 1.0028 0.04602 0.03574 -0.0140 0.1301 1.0000
8.750 1.0346 0.04927 0.03910 -0.0146 0.1187 1.0000
9.000 1.0376 0.05168 0.04210 -0.0102 0.1145 1.0000
9.250 1.0574 0.05490 0.04524 -0.0096 0.1056 1.0000
9.500 1.0481 0.05704 0.04792 -0.0038 0.1037 1.0000
9.750 1.0405 0.05975 0.05105 0.0015 0.1026 1.0000
10.000 1.0305 0.06254 0.05420 0.0068 0.1022 1.0000
10.250 1.0159 0.06530 0.05727 0.0126 0.1021 1.0000
10.500 0.9974 0.06782 0.06006 0.0186 0.1023 1.0000
10.750 0.9766 0.07009 0.06253 0.0247 0.1026 1.0000
11.000 0.9526 0.07207 0.06467 0.0312 0.1031 1.0000
11.250 0.9268 0.07397 0.06669 0.0375 0.1036 1.0000
11.500 0.9019 0.07609 0.06892 0.0432 0.1041 1.0000
11.750 0.8767 0.07842 0.07135 0.0484 0.1045 1.0000
12.000 0.8540 0.08113 0.07414 0.0529 0.1050 1.0000
12.250 0.8350 0.08431 0.07739 0.0565 0.1055 1.0000
12.500 0.7427 0.08648 0.07984 0.0627 0.1120 1.0000
12.750 0.7047 0.09122 0.08460 0.0640 0.1142 1.0000
13.000 0.6768 0.09650 0.08988 0.0641 0.1165 1.0000
13.250 0.6196 0.10772 0.10098 0.0590 0.1305 1.0000
13.500 0.6107 0.11373 0.10696 0.0578 0.1321 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S829 Airfoil (s829-nr)