NREL's S831 Airfoil (s831-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S831 Airfoil (s831-nr) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 21.23 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s831-nr-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-s831-nr-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 0.0309 0.11326 0.10759 -0.1502 0.8874 0.0408
-11.750 0.0370 0.10999 0.10430 -0.1523 0.8835 0.0418
-11.500 0.0436 0.10658 0.10088 -0.1551 0.8804 0.0430
-11.250 0.0438 0.10363 0.09794 -0.1576 0.8757 0.0441
-11.000 0.0399 0.10062 0.09494 -0.1604 0.8703 0.0448
-10.750 0.0410 0.09704 0.09136 -0.1639 0.8665 0.0451
-10.500 0.0403 0.09350 0.08781 -0.1664 0.8619 0.0452
-10.250 0.0353 0.09003 0.08435 -0.1684 0.8563 0.0452
-10.000 0.0316 0.08624 0.08051 -0.1713 0.8523 0.0453
-9.750 0.0224 0.08313 0.07737 -0.1724 0.8474 0.0453
-9.250 0.0917 0.06186 0.05634 -0.1622 0.8288 0.0255
-8.750 0.0274 0.06707 0.06120 -0.1718 0.8320 0.0253
-8.500 0.0137 0.06496 0.05908 -0.1699 0.8264 0.0248
-8.250 0.0018 0.06247 0.05651 -0.1688 0.8225 0.0242
-8.000 -0.0243 0.06192 0.05597 -0.1634 0.8156 0.0240
-7.750 -0.0386 0.06017 0.05413 -0.1603 0.8109 0.0234
-7.500 -0.0570 0.05632 0.04977 -0.1569 0.8074 0.0201
-7.250 -0.0833 0.05666 0.05014 -0.1490 0.7994 0.0200
-7.000 -0.0826 0.05459 0.04797 -0.1469 0.7961 0.0197
-6.750 -0.0758 0.05200 0.04519 -0.1460 0.7939 0.0194
-6.500 -0.1065 0.05275 0.04596 -0.1369 0.7856 0.0194
-6.250 -0.1077 0.05109 0.04414 -0.1337 0.7821 0.0191
-6.000 -0.0970 0.04863 0.04142 -0.1325 0.7801 0.0188
-5.750 -0.1295 0.04964 0.04245 -0.1231 0.7713 0.0188
-5.500 -0.1219 0.04774 0.04030 -0.1210 0.7680 0.0185
-5.250 -0.1047 0.04529 0.03752 -0.1203 0.7663 0.0182
-5.000 -0.0826 0.04279 0.03463 -0.1200 0.7650 0.0180
-4.750 -0.1098 0.04420 0.03604 -0.1121 0.7564 0.0180
-4.500 -0.0904 0.04237 0.03386 -0.1113 0.7540 0.0178
-4.250 -0.0651 0.04041 0.03154 -0.1111 0.7525 0.0180
-4.000 -0.0372 0.03870 0.02943 -0.1111 0.7514 0.0190
-3.750 -0.0095 0.03735 0.02783 -0.1113 0.7504 0.0215
-3.500 -0.0217 0.03853 0.02895 -0.1059 0.7438 0.0215
-3.250 -0.0060 0.03825 0.02856 -0.1045 0.7410 0.0232
-3.000 0.0174 0.03730 0.02744 -0.1036 0.7392 0.0245
-2.750 0.0428 0.03641 0.02637 -0.1030 0.7378 0.0258
-2.500 0.0688 0.03570 0.02568 -0.1031 0.7367 0.0308
-2.250 0.0959 0.03500 0.02489 -0.1030 0.7357 0.0351
-2.000 0.0860 0.03633 0.02630 -0.0984 0.7296 0.0371
-1.750 0.1013 0.03655 0.02647 -0.0971 0.7267 0.0444
-1.500 0.1254 0.03623 0.02608 -0.0972 0.7247 0.0562
-1.000 0.1873 0.03376 0.02541 -0.1016 0.7225 0.5295
-0.500 0.1970 0.03649 0.02835 -0.0936 0.7155 0.6993
-0.250 0.2067 0.03753 0.02930 -0.0904 0.7120 0.7258
0.000 0.2181 0.03824 0.03001 -0.0866 0.7098 0.7463
0.250 0.2320 0.03884 0.03055 -0.0834 0.7082 0.7664
0.500 0.2553 0.03917 0.03075 -0.0827 0.7070 0.7754
0.750 0.2849 0.03933 0.03075 -0.0837 0.7061 0.7774
1.000 0.2746 0.04122 0.03264 -0.0799 0.6984 0.7805
1.250 0.2983 0.04172 0.03303 -0.0804 0.6963 0.7832
1.500 0.3265 0.04206 0.03325 -0.0815 0.6946 0.7863
1.750 0.3542 0.04226 0.03335 -0.0820 0.6932 0.7885
2.000 0.3826 0.04246 0.03347 -0.0826 0.6921 0.7908
2.500 0.3983 0.04481 0.03578 -0.0795 0.6821 0.7967
2.750 0.4251 0.04524 0.03615 -0.0803 0.6803 0.7998
3.000 0.4535 0.04552 0.03638 -0.0812 0.6788 0.8027
3.250 0.4823 0.04568 0.03652 -0.0818 0.6776 0.8054
3.500 0.4752 0.04757 0.03846 -0.0785 0.6695 0.8090
3.750 0.4999 0.04803 0.03890 -0.0789 0.6669 0.8124
4.000 0.5288 0.04836 0.03921 -0.0800 0.6650 0.8158
4.250 0.5577 0.04857 0.03943 -0.0807 0.6637 0.8186
4.750 0.5787 0.05076 0.04169 -0.0782 0.6527 0.8260
5.000 0.6075 0.05106 0.04199 -0.0792 0.6507 0.8301
5.250 0.6370 0.05118 0.04215 -0.0799 0.6492 0.8338
5.750 0.6608 0.05326 0.04435 -0.0779 0.6375 0.8418
6.000 0.6910 0.05341 0.04454 -0.0788 0.6357 0.8461
6.250 0.7205 0.05342 0.04462 -0.0794 0.6341 0.8504
6.500 0.7173 0.05522 0.04650 -0.0769 0.6239 0.8554
6.750 0.7471 0.05529 0.04668 -0.0777 0.6217 0.8606
7.000 0.7773 0.05517 0.04664 -0.0783 0.6201 0.8657
7.250 0.7762 0.05690 0.04848 -0.0761 0.6096 0.8713
7.500 0.8058 0.05678 0.04848 -0.0766 0.6072 0.8772
8.000 0.8365 0.05808 0.05002 -0.0751 0.5944 0.8913
8.250 0.8675 0.05763 0.04970 -0.0755 0.5923 0.9005
8.500 0.8698 0.05901 0.05124 -0.0736 0.5813 0.9108
8.750 0.9008 0.05840 0.05081 -0.0740 0.5786 0.9263
9.250 0.9413 0.05861 0.05132 -0.0736 0.5643 1.0000
9.750 0.9874 0.05880 0.05178 -0.0739 0.5484 1.0000
10.750 1.0553 0.06058 0.05413 -0.0720 0.5010 1.0000
11.000 1.0749 0.06074 0.05445 -0.0716 0.4877 1.0000
11.500 1.1163 0.06098 0.05498 -0.0708 0.4544 1.0000
12.000 1.1820 0.05812 0.05214 -0.0705 0.3955 1.0000
12.250 1.2100 0.05700 0.05070 -0.0696 0.3395 1.0000
12.500 1.2167 0.05845 0.05180 -0.0681 0.2887 1.0000
12.750 1.2172 0.06079 0.05387 -0.0666 0.2454 1.0000
13.000 1.2172 0.06335 0.05622 -0.0653 0.2077 1.0000
13.250 1.2177 0.06596 0.05864 -0.0643 0.1759 1.0000
13.500 1.2196 0.06853 0.06109 -0.0634 0.1493 1.0000
13.750 1.2221 0.07109 0.06355 -0.0626 0.1265 1.0000
14.000 1.2252 0.07364 0.06604 -0.0620 0.1078 1.0000
14.500 1.2314 0.07891 0.07126 -0.0609 0.0779 1.0000
14.750 1.2343 0.08164 0.07398 -0.0605 0.0665 1.0000
15.000 1.2371 0.08442 0.07679 -0.0602 0.0567 1.0000
15.250 1.2407 0.08715 0.07961 -0.0599 0.0484 1.0000
15.500 1.2425 0.09013 0.08265 -0.0597 0.0422 1.0000
15.750 1.2435 0.09327 0.08584 -0.0596 0.0370 1.0000
16.000 1.2459 0.09625 0.08894 -0.0595 0.0325 1.0000
16.250 1.2465 0.09953 0.09229 -0.0596 0.0289 1.0000
16.500 1.2479 0.10267 0.09557 -0.0597 0.0258 1.0000
16.750 1.2494 0.10589 0.09891 -0.0601 0.0229 1.0000
17.000 1.2477 0.10952 0.10260 -0.0606 0.0210 1.0000
17.250 1.2509 0.11255 0.10587 -0.0609 0.0188 1.0000
17.500 1.2513 0.11602 0.10947 -0.0617 0.0171 1.0000
17.750 1.2495 0.11979 0.11330 -0.0627 0.0159 1.0000
18.000 1.2516 0.12300 0.11673 -0.0633 0.0147 1.0000
18.250 1.2518 0.12664 0.12059 -0.0643 0.0135 1.0000
18.500 1.2499 0.13065 0.12475 -0.0658 0.0126 1.0000
18.750 1.2479 0.13464 0.12884 -0.0675 0.0120 1.0000
19.000 1.2448 0.13891 0.13323 -0.0693 0.0114 1.0000
19.250 1.2412 0.14353 0.13815 -0.0713 0.0108 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S831 Airfoil (s831-nr)