NREL's S831 Airfoil (s831-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S831 Airfoil (s831-nr) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 21.77 at α=13° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s831-nr-100000.txt Download as CSV file: xf-s831-nr-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S831 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.1701 0.14482 0.14005 -0.1110 0.9166 0.0582
-11.500 -0.1815 0.14370 0.13898 -0.1104 0.9121 0.0583
-11.250 -0.1853 0.14129 0.13659 -0.1127 0.9094 0.0584
-11.000 -0.1421 0.13337 0.12860 -0.1098 0.9089 0.0617
-10.750 -0.1295 0.13003 0.12524 -0.1119 0.9074 0.0638
-10.500 -0.1523 0.13044 0.12573 -0.1060 0.9012 0.0641
-10.250 -0.1557 0.12850 0.12381 -0.1054 0.8979 0.0658
-10.000 -0.1560 0.12598 0.12131 -0.1063 0.8957 0.0676
-9.750 -0.1578 0.12310 0.11844 -0.1084 0.8939 0.0700
-9.500 -0.1804 0.12310 0.11852 -0.1040 0.8905 0.0703
-9.250 -0.2054 0.12311 0.11861 -0.0992 0.8866 0.0706
-9.000 -0.2251 0.12185 0.11742 -0.0978 0.8842 0.0713
-8.750 -0.3968 0.14091 0.13702 -0.0531 0.9601 0.0614
-8.500 -0.3982 0.13874 0.13487 -0.0523 0.9608 0.0628
-8.250 -0.4052 0.13644 0.13260 -0.0513 0.9608 0.0638
-8.000 -0.4150 0.13398 0.13017 -0.0501 0.9605 0.0649
-7.750 -0.4267 0.13144 0.12768 -0.0488 0.9598 0.0658
-7.500 -0.4395 0.12849 0.12477 -0.0478 0.9571 0.0667
-7.250 -0.4499 0.12529 0.12160 -0.0482 0.9538 0.0678
-7.000 -0.4617 0.12166 0.11799 -0.0501 0.9506 0.0689
-6.750 -0.4783 0.11806 0.11441 -0.0530 0.9480 0.0694
-6.500 -0.5059 0.11518 0.11155 -0.0500 0.9451 0.0691
-6.250 -0.5232 0.11099 0.10730 -0.0515 0.9396 0.0696
-6.000 -0.5334 0.10698 0.10306 -0.0558 0.9357 0.0713
-5.750 -0.5440 0.10527 0.10082 -0.0587 0.9328 0.0726
-5.500 -0.5475 0.09944 0.09498 -0.0578 0.9278 0.0735
-5.250 -0.5373 0.09445 0.09021 -0.0570 0.9250 0.0753
-5.000 -0.5246 0.09125 0.08700 -0.0577 0.9225 0.0783
-4.750 -0.4994 0.09202 0.08674 -0.0633 0.9200 0.0876
-4.500 -0.5041 0.08519 0.08016 -0.0609 0.9171 0.0889
-4.250 -0.4940 0.08121 0.07633 -0.0604 0.9130 0.0917
-4.000 -0.4672 0.07952 0.07400 -0.0639 0.9095 0.1038
-3.750 -0.4481 0.07552 0.07020 -0.0651 0.9079 0.1092
-3.500 -0.4202 0.07345 0.06787 -0.0682 0.9067 0.1235
-3.250 -0.4175 0.07068 0.06491 -0.0663 0.9025 0.1369
-3.000 -0.3979 0.06815 0.06232 -0.0673 0.8987 0.1555
-2.750 -0.3705 0.06683 0.06067 -0.0703 0.8960 0.1962
-2.500 -0.3444 0.06393 0.05780 -0.0724 0.8944 0.2288
-2.250 -0.3119 0.06239 0.05615 -0.0748 0.8933 0.2522
-2.000 -0.2954 0.06094 0.05433 -0.0739 0.8900 0.2558
-1.750 -0.2406 0.05986 0.05175 -0.0704 0.8846 0.0916
-1.500 -0.2042 0.05884 0.05023 -0.0700 0.8820 0.0689
-1.250 -0.1695 0.05801 0.04903 -0.0707 0.8804 0.0625
-1.000 -0.1332 0.05910 0.04967 -0.0713 0.8791 0.0585
-0.750 -0.1301 0.05714 0.04764 -0.0677 0.8735 0.0587
-0.500 -0.1048 0.05603 0.04661 -0.0677 0.8702 0.0617
-0.250 -0.0757 0.05615 0.04674 -0.0683 0.8676 0.0697
0.000 -0.0457 0.05627 0.04699 -0.0690 0.8661 0.0801
0.250 -0.0105 0.05698 0.04768 -0.0710 0.8650 0.1046
0.500 -0.0050 0.05577 0.04650 -0.0688 0.8585 0.1258
0.750 0.0049 0.05557 0.04874 -0.0636 0.8552 0.7442
1.000 0.0037 0.05710 0.05030 -0.0546 0.8519 0.8024
1.250 0.0037 0.05800 0.05116 -0.0480 0.8493 0.8323
1.500 -0.0026 0.05717 0.05033 -0.0415 0.8414 0.8510
1.750 0.0032 0.05761 0.05068 -0.0361 0.8380 0.8787
2.000 0.0135 0.05869 0.05167 -0.0316 0.8360 0.9064
2.250 0.0040 0.05721 0.05019 -0.0261 0.8280 0.9194
2.500 0.0193 0.05758 0.05047 -0.0238 0.8240 0.9406
2.750 0.0557 0.05948 0.05221 -0.0268 0.8219 0.9471
3.000 0.0598 0.05893 0.05162 -0.0250 0.8144 0.9516
3.250 0.0918 0.06014 0.05271 -0.0276 0.8101 0.9560
3.500 0.1322 0.06223 0.05469 -0.0316 0.8076 0.9607
3.750 0.1392 0.06208 0.05453 -0.0307 0.7999 0.9661
4.000 0.1756 0.06353 0.05591 -0.0342 0.7952 0.9734
4.500 0.2203 0.06537 0.05768 -0.0373 0.7829 1.0000
4.750 0.2586 0.06737 0.05962 -0.0411 0.7795 1.0000
5.000 0.2679 0.06807 0.06031 -0.0409 0.7724 1.0000
5.250 0.3009 0.06960 0.06180 -0.0438 0.7666 1.0000
5.500 0.3441 0.07228 0.06444 -0.0483 0.7640 1.0000
5.750 0.3462 0.07232 0.06450 -0.0470 0.7535 1.0000
6.000 0.3885 0.07471 0.06688 -0.0512 0.7500 1.0000
6.250 0.3933 0.07528 0.06749 -0.0505 0.7399 1.0000
6.500 0.4365 0.07756 0.06976 -0.0547 0.7356 1.0000
6.750 0.4427 0.07834 0.07059 -0.0542 0.7250 1.0000
7.000 0.4904 0.08081 0.07307 -0.0587 0.7207 1.0000
7.250 0.4976 0.08144 0.07376 -0.0583 0.7086 1.0000
7.500 0.5141 0.08279 0.07516 -0.0591 0.6978 1.0000
7.750 0.5420 0.08403 0.07643 -0.0608 0.6859 1.0000
8.000 0.6044 0.08183 0.07422 -0.0635 0.6536 1.0000
8.250 0.6398 0.08191 0.07439 -0.0652 0.6394 1.0000
8.500 0.6703 0.08234 0.07488 -0.0665 0.6275 1.0000
8.750 0.7197 0.08223 0.07487 -0.0695 0.6209 1.0000
9.000 0.7393 0.08285 0.07558 -0.0698 0.6083 1.0000
9.250 0.7613 0.08350 0.07633 -0.0703 0.5966 1.0000
9.500 0.8051 0.08314 0.07609 -0.0724 0.5900 1.0000
9.750 0.8329 0.08321 0.07628 -0.0731 0.5795 1.0000
10.000 0.8549 0.08351 0.07671 -0.0733 0.5675 1.0000
10.250 0.9055 0.08176 0.07513 -0.0751 0.5625 1.0000
10.500 0.9320 0.08120 0.07473 -0.0751 0.5508 1.0000
10.750 0.9557 0.08080 0.07447 -0.0749 0.5385 1.0000
11.000 1.0135 0.07706 0.07098 -0.0761 0.5347 1.0000
12.250 1.1783 0.06571 0.06077 -0.0731 0.4747 1.0000
12.500 1.2113 0.06313 0.05842 -0.0720 0.4515 1.0000
12.750 1.2540 0.05945 0.05471 -0.0709 0.4028 1.0000
13.000 1.2734 0.05850 0.05307 -0.0686 0.3142 1.0000
13.250 1.2660 0.06128 0.05529 -0.0661 0.2522 1.0000
13.500 1.2580 0.06449 0.05805 -0.0640 0.2066 1.0000
13.750 1.2525 0.06763 0.06079 -0.0623 0.1724 1.0000
14.000 1.2508 0.07050 0.06338 -0.0609 0.1443 1.0000
14.250 1.2506 0.07338 0.06615 -0.0597 0.1206 1.0000
14.500 1.2533 0.07595 0.06858 -0.0586 0.1011 1.0000
14.750 1.2580 0.07843 0.07099 -0.0577 0.0851 1.0000
15.000 1.2660 0.08056 0.07306 -0.0567 0.0719 1.0000
15.250 1.2761 0.08261 0.07510 -0.0558 0.0610 1.0000
15.500 1.2909 0.08431 0.07681 -0.0550 0.0523 1.0000
15.750 1.3079 0.08599 0.07841 -0.0544 0.0446 1.0000
16.000 1.3123 0.08888 0.08161 -0.0538 0.0402 1.0000
16.250 1.3309 0.09091 0.08362 -0.0533 0.0353 1.0000
16.500 1.3333 0.09442 0.08757 -0.0527 0.0331 1.0000
16.750 1.3339 0.09772 0.09109 -0.0525 0.0307 1.0000
17.000 1.3481 0.10080 0.09412 -0.0526 0.0278 1.0000
17.250 1.3358 0.10537 0.09908 -0.0525 0.0274 1.0000
17.500 1.3245 0.11030 0.10438 -0.0527 0.0271 1.0000
17.750 1.3110 0.11566 0.11008 -0.0534 0.0269 1.0000
18.000 1.2958 0.12135 0.11610 -0.0546 0.0268 1.0000
18.250 1.2791 0.12740 0.12244 -0.0563 0.0268 1.0000
18.500 1.2615 0.13385 0.12915 -0.0586 0.0269 1.0000
18.750 1.2447 0.14042 0.13594 -0.0614 0.0270 1.0000
19.000 1.2261 0.14762 0.14337 -0.0650 0.0272 1.0000
19.250 1.2092 0.15491 0.15083 -0.0689 0.0274 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S831 Airfoil (s831-nr)