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 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
<< Back to NREL's S831 Airfoil (s831-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S831 Airfoil (s831-nr)