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 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
<< Back to NREL's S829 Airfoil (s829-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S829 Airfoil (s829-nr)