NREL's S830 Airfoil (s830-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S830 Airfoil (s830-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.75 at α=15.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s830-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s830-nr-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.3804 0.11880 0.11242 -0.0744 0.9823 0.0427
-11.000 -0.3750 0.11419 0.10780 -0.0772 0.9771 0.0424
-10.750 -0.3720 0.10920 0.10277 -0.0809 0.9730 0.0419
-10.500 -0.3771 0.10438 0.09793 -0.0835 0.9664 0.0414
-10.250 -0.3837 0.09926 0.09272 -0.0872 0.9610 0.0410
-10.000 -0.3970 0.09473 0.08812 -0.0891 0.9533 0.0405
-9.750 -0.4069 0.09020 0.08347 -0.0920 0.9472 0.0399
-9.500 -0.4242 0.08669 0.07986 -0.0924 0.9378 0.0397
-9.250 -0.4381 0.08330 0.07631 -0.0931 0.9298 0.0392
-9.000 -0.4536 0.08038 0.07324 -0.0929 0.9209 0.0390
-8.750 -0.4694 0.07786 0.07057 -0.0916 0.9108 0.0385
-8.500 -0.4763 0.07460 0.06707 -0.0920 0.9025 0.0384
-8.250 -0.4790 0.07147 0.06365 -0.0917 0.8942 0.0382
-8.000 -0.4803 0.06870 0.06062 -0.0908 0.8857 0.0379
-7.750 -0.4710 0.06548 0.05705 -0.0911 0.8793 0.0376
-7.500 -0.4650 0.06299 0.05426 -0.0900 0.8714 0.0375
-7.250 -0.4492 0.06023 0.05117 -0.0900 0.8654 0.0374
-7.000 -0.4223 0.05746 0.04803 -0.0908 0.8617 0.0376
-6.750 -0.4126 0.05586 0.04622 -0.0883 0.8530 0.0380
-6.500 -0.3831 0.05382 0.04389 -0.0885 0.8490 0.0393
-6.250 -0.3585 0.05252 0.04225 -0.0870 0.8435 0.0415
-6.000 -0.3239 0.05188 0.04152 -0.0844 0.8386 0.0442
-5.750 -0.1691 0.05372 0.04323 -0.0871 0.8474 0.0570
-5.500 -0.1516 0.05428 0.04373 -0.0835 0.8388 0.0626
-5.250 -0.1226 0.05432 0.04382 -0.0821 0.8342 0.0714
-5.000 -0.1170 0.05424 0.04366 -0.0788 0.8261 0.0785
-4.750 -0.1137 0.05364 0.04315 -0.0760 0.8191 0.0861
-4.500 -0.1218 0.05328 0.04277 -0.0716 0.8103 0.0924
-4.250 -0.1291 0.05236 0.04192 -0.0679 0.8031 0.0997
-4.000 -0.1444 0.05177 0.04136 -0.0631 0.7933 0.1069
-3.750 -0.1493 0.04993 0.03964 -0.0613 0.7870 0.1221
-3.500 -0.1652 0.04866 0.03850 -0.0580 0.7772 0.1353
-3.250 -0.1549 0.04896 0.04005 -0.0582 0.7712 0.4943
-3.000 -0.1426 0.05329 0.04417 -0.0518 0.7626 0.5444
-2.750 -0.1108 0.05830 0.04896 -0.0432 0.7581 0.5930
-2.500 -0.0756 0.06017 0.05058 -0.0399 0.7552 0.6278
-2.250 -0.0771 0.06032 0.05065 -0.0363 0.7464 0.6299
-2.000 -0.0631 0.05940 0.04951 -0.0367 0.7411 0.6287
-1.750 -0.0356 0.05838 0.04822 -0.0384 0.7382 0.6275
-1.500 -0.0451 0.05863 0.04842 -0.0349 0.7279 0.6271
-1.250 -0.0198 0.05784 0.04743 -0.0360 0.7243 0.6264
-1.000 -0.0162 0.05783 0.04732 -0.0347 0.7167 0.6266
-0.750 0.0004 0.05746 0.04679 -0.0350 0.7113 0.6267
-0.500 0.0283 0.05676 0.04591 -0.0368 0.7082 0.6268
-0.250 0.0327 0.05703 0.04610 -0.0358 0.7003 0.6269
0.000 0.0536 0.05674 0.04567 -0.0369 0.6954 0.6268
0.250 0.0840 0.05614 0.04491 -0.0390 0.6924 0.6268
0.500 0.0919 0.05663 0.04533 -0.0388 0.6855 0.6271
0.750 0.1123 0.05666 0.04527 -0.0400 0.6805 0.6274
1.000 0.1435 0.05629 0.04475 -0.0426 0.6774 0.6279
1.250 0.1779 0.05581 0.04416 -0.0451 0.6752 0.6286
1.500 0.1725 0.05721 0.04558 -0.0428 0.6659 0.6294
1.750 0.1980 0.05723 0.04553 -0.0439 0.6626 0.6303
2.000 0.2276 0.05711 0.04534 -0.0454 0.6603 0.6313
2.250 0.2275 0.05855 0.04680 -0.0441 0.6525 0.6323
2.500 0.2504 0.05887 0.04708 -0.0452 0.6484 0.6333
2.750 0.2808 0.05887 0.04703 -0.0470 0.6456 0.6344
3.250 0.3070 0.06098 0.04914 -0.0480 0.6351 0.6364
3.500 0.3339 0.06136 0.04949 -0.0498 0.6317 0.6376
3.750 0.3666 0.06149 0.04960 -0.0521 0.6293 0.6393
4.000 0.3735 0.06318 0.05132 -0.0525 0.6230 0.6408
4.250 0.3936 0.06428 0.05243 -0.0542 0.6185 0.6429
4.500 0.4213 0.06481 0.05297 -0.0561 0.6154 0.6447
4.750 0.4492 0.06506 0.05326 -0.0569 0.6131 0.6462
5.000 0.4452 0.06732 0.05560 -0.0557 0.6060 0.6474
5.250 0.4633 0.06834 0.05667 -0.0562 0.6019 0.6489
5.500 0.4904 0.06887 0.05725 -0.0575 0.5989 0.6507
5.750 0.5227 0.06921 0.05765 -0.0594 0.5967 0.6524
6.000 0.5153 0.07198 0.06050 -0.0586 0.5884 0.6537
6.250 0.5412 0.07283 0.06141 -0.0603 0.5846 0.6557
6.500 0.5752 0.07336 0.06201 -0.0628 0.5819 0.6584
6.750 0.5760 0.07581 0.06455 -0.0628 0.5744 0.6601
7.000 0.5936 0.07683 0.06568 -0.0629 0.5697 0.6618
7.250 0.6207 0.07738 0.06633 -0.0637 0.5667 0.6639
7.500 0.6224 0.07962 0.06869 -0.0632 0.5592 0.6656
7.750 0.6421 0.08080 0.07000 -0.0640 0.5540 0.6677
8.000 0.6735 0.08136 0.07067 -0.0657 0.5508 0.6703
8.250 0.6751 0.08389 0.07331 -0.0658 0.5421 0.6720
8.500 0.7019 0.08495 0.07449 -0.0677 0.5373 0.6745
8.750 0.7346 0.08517 0.07487 -0.0688 0.5342 0.6769
9.000 0.7279 0.08805 0.07789 -0.0680 0.5238 0.6783
9.250 0.7572 0.08840 0.07839 -0.0687 0.5197 0.6809
9.500 0.7575 0.09095 0.08111 -0.0685 0.5100 0.6828
9.750 0.7864 0.09149 0.08181 -0.0696 0.5049 0.6859
10.000 0.7923 0.09384 0.08429 -0.0701 0.4953 0.6882
10.250 0.8217 0.09445 0.08508 -0.0715 0.4895 0.6912
10.500 0.8256 0.09663 0.08743 -0.0712 0.4794 0.6928
10.750 0.8526 0.09685 0.08786 -0.0715 0.4737 0.6953
11.000 0.8562 0.09915 0.09033 -0.0715 0.4626 0.6973
11.250 0.8890 0.09889 0.09030 -0.0721 0.4573 0.7009
11.500 0.8922 0.10137 0.09293 -0.0724 0.4449 0.7032
12.000 0.9325 0.10265 0.09464 -0.0729 0.4271 0.7090
12.250 0.9370 0.10468 0.09686 -0.0727 0.4143 0.7112
12.500 0.9476 0.10611 0.09851 -0.0727 0.4024 0.7138
12.750 0.9841 0.10447 0.09713 -0.0727 0.3953 0.7179
13.000 0.9936 0.10605 0.09891 -0.0731 0.3813 0.7207
13.500 1.0155 0.10806 0.10137 -0.0726 0.3532 0.7261
13.750 1.0305 0.10845 0.10201 -0.0723 0.3389 0.7295
14.000 1.0493 0.10831 0.10211 -0.0720 0.3241 0.7333
14.250 1.0720 0.10761 0.10165 -0.0718 0.3083 0.7375
14.750 1.1085 0.10690 0.10135 -0.0704 0.2677 0.7446
15.000 1.1319 0.10597 0.10043 -0.0697 0.2395 0.7492
15.250 1.1466 0.10662 0.10092 -0.0694 0.2089 0.7533
15.500 1.1512 0.10869 0.10280 -0.0692 0.1825 0.7563
15.750 1.1517 0.11172 0.10569 -0.0696 0.1604 0.7594
16.000 1.1520 0.11498 0.10876 -0.0703 0.1421 0.7627
16.250 1.1527 0.11845 0.11216 -0.0713 0.1261 0.7660
16.500 1.1542 0.12174 0.11541 -0.0722 0.1129 0.7692
16.750 1.1563 0.12476 0.11835 -0.0730 0.1019 0.7725
17.000 1.1599 0.12784 0.12153 -0.0739 0.0919 0.7761
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S830 Airfoil (s830-nr)