NREL's S830 Airfoil (s830-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S830 Airfoil (s830-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.17 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s830-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s830-nr-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S830 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3666 0.13441 0.12939 -0.0048 1.0000 0.4517
-7.500 -0.4548 0.12481 0.11998 -0.0100 1.0000 0.3501
-7.250 -0.5115 0.11635 0.11167 -0.0137 1.0000 0.3080
-7.000 -0.5626 0.10925 0.10473 -0.0157 1.0000 0.2904
-6.750 -0.6197 0.10263 0.09829 -0.0163 1.0000 0.2845
-6.500 -0.6701 0.09713 0.09291 -0.0152 1.0000 0.2843
-6.250 -0.7178 0.08999 0.08586 -0.0166 1.0000 0.2820
-6.000 -0.7879 0.07741 0.07312 -0.0263 1.0000 0.2884
-5.750 -0.7771 0.06757 0.06184 -0.0423 1.0000 0.2359
-5.500 -0.7402 0.06579 0.05907 -0.0454 1.0000 0.1866
-5.250 -0.7100 0.06391 0.05651 -0.0458 1.0000 0.1537
-5.000 -0.6854 0.06163 0.05379 -0.0454 1.0000 0.1344
-4.750 -0.6608 0.05999 0.05164 -0.0451 1.0000 0.1207
-4.500 -0.6333 0.05932 0.05019 -0.0450 1.0000 0.1091
-4.250 -0.6167 0.05688 0.04779 -0.0435 1.0000 0.1061
-4.000 -0.5982 0.05536 0.04614 -0.0422 1.0000 0.1037
-3.750 -0.5796 0.05423 0.04485 -0.0409 1.0000 0.1041
-3.500 -0.5632 0.05353 0.04405 -0.0385 1.0000 0.1045
-3.250 -0.5490 0.05318 0.04367 -0.0352 1.0000 0.1051
-3.000 -0.5375 0.05321 0.04371 -0.0305 1.0000 0.1056
-2.750 -0.5279 0.05363 0.04409 -0.0251 1.0000 0.1071
-2.500 -0.5184 0.05427 0.04473 -0.0196 0.9997 0.1104
-2.250 -0.5089 0.05555 0.04625 -0.0135 0.9969 0.1170
-2.000 -0.4920 0.05699 0.04768 -0.0099 0.9939 0.1232
-1.750 -0.3244 0.08030 0.07326 0.0228 0.9965 0.8761
-1.250 -0.3973 0.05872 0.05136 -0.0193 0.9838 0.5378
-1.000 -0.4206 0.06539 0.05809 0.0007 0.9788 0.5990
-0.750 -0.4381 0.07091 0.06360 0.0201 0.9744 0.6607
-0.500 -0.4390 0.07619 0.06882 0.0430 0.9726 0.7630
0.000 -0.0111 0.08517 0.07610 -0.0192 0.9788 1.0000
0.250 0.0040 0.08569 0.07653 -0.0200 0.9743 1.0000
0.500 0.0151 0.08637 0.07713 -0.0200 0.9720 1.0000
0.750 0.0209 0.08615 0.07686 -0.0189 0.9676 1.0000
1.000 0.0367 0.08671 0.07736 -0.0197 0.9619 1.0000
1.250 0.0477 0.08739 0.07798 -0.0197 0.9586 1.0000
1.500 0.0540 0.08719 0.07776 -0.0186 0.9529 1.0000
1.750 0.0705 0.08806 0.07856 -0.0196 0.9477 1.0000
2.000 0.0762 0.08825 0.07873 -0.0184 0.9437 1.0000
2.250 -0.2164 0.07933 0.07012 0.0412 0.9274 0.8976
2.500 -0.2698 0.07751 0.06828 0.0515 0.9195 0.8707
2.750 -0.2753 0.07600 0.06671 0.0534 0.9133 0.8608
3.000 -0.2534 0.07658 0.06716 0.0506 0.9075 0.8542
3.250 -0.2378 0.07672 0.06721 0.0488 0.9033 0.8480
3.500 -0.2152 0.07709 0.06747 0.0454 0.8959 0.8426
3.750 -0.1824 0.07884 0.06911 0.0411 0.8915 0.8392
4.000 -0.1711 0.07810 0.06834 0.0404 0.8850 0.8359
4.250 -0.1391 0.07947 0.06962 0.0359 0.8790 0.8332
4.500 -0.1155 0.08035 0.07045 0.0327 0.8744 0.8310
4.750 -0.0889 0.08118 0.07122 0.0290 0.8667 0.8293
5.000 -0.0510 0.08372 0.07370 0.0237 0.8621 0.8283
5.250 -0.0415 0.08306 0.07305 0.0236 0.8547 0.8272
5.500 -0.0085 0.08488 0.07484 0.0193 0.8485 0.8263
5.750 0.0095 0.08558 0.07553 0.0175 0.8429 0.8252
6.000 0.0371 0.08685 0.07681 0.0141 0.8349 0.8244
6.250 0.0677 0.08907 0.07903 0.0101 0.8304 0.8237
6.500 0.0841 0.08935 0.07933 0.0085 0.8212 0.8233
6.750 0.1232 0.09250 0.08250 0.0032 0.8162 0.8237
7.000 0.1311 0.09223 0.08228 0.0030 0.8073 0.8239
7.250 0.1680 0.09512 0.08521 -0.0019 0.8013 0.8250
7.500 0.1782 0.09546 0.08560 -0.0026 0.7927 0.8255
7.750 0.2151 0.09842 0.08861 -0.0075 0.7859 0.8269
8.000 0.2256 0.09903 0.08928 -0.0085 0.7771 0.8275
8.250 0.2637 0.10226 0.09260 -0.0136 0.7702 0.8287
8.500 0.2722 0.10283 0.09325 -0.0143 0.7607 0.8292
8.750 0.3091 0.10623 0.09674 -0.0187 0.7541 0.8306
9.000 0.3146 0.10656 0.09715 -0.0189 0.7437 0.8312
9.250 0.3519 0.11044 0.10114 -0.0234 0.7378 0.8335
9.500 0.3570 0.11064 0.10145 -0.0235 0.7261 0.8348
9.750 0.3752 0.11289 0.10380 -0.0257 0.7186 0.8368
10.000 0.4038 0.11559 0.10662 -0.0290 0.7082 0.8394
10.250 0.4133 0.11706 0.10821 -0.0303 0.6979 0.8410
10.500 0.4497 0.12121 0.11250 -0.0351 0.6902 0.8438
10.750 0.4586 0.12220 0.11361 -0.0358 0.6780 0.8454
11.000 0.4688 0.12404 0.11558 -0.0370 0.6675 0.8471
11.250 0.5032 0.12813 0.11985 -0.0408 0.6590 0.8500
11.500 0.5136 0.12954 0.12139 -0.0421 0.6458 0.8521
11.750 0.5228 0.13152 0.12350 -0.0436 0.6340 0.8541
12.000 0.5411 0.13445 0.12657 -0.0462 0.6233 0.8570
12.250 0.5746 0.13854 0.13087 -0.0496 0.6120 0.8610
12.500 0.5846 0.14017 0.13265 -0.0507 0.5979 0.8638
12.750 0.5919 0.14212 0.13474 -0.0520 0.5845 0.8663
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S830 Airfoil (s830-nr)