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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S831 Airfoil (s831-nr)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 36.73 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s831-nr-200000.txt
Download as CSV file: xf-s831-nr-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.250   0.1022   0.11912   0.11531  -0.1508   0.9133   0.0283
 -14.000   0.1096   0.11639   0.11255  -0.1522   0.9102   0.0290
 -13.750   0.0013   0.12976   0.12583  -0.1538   0.9381   0.0265
 -13.500   0.0258   0.12453   0.12057  -0.1540   0.9365   0.0274
 -13.250   0.0426   0.12075   0.11676  -0.1569   0.9346   0.0281
 -13.000   0.0496   0.11782   0.11382  -0.1579   0.9284   0.0288
 -12.750   0.0603   0.11441   0.11039  -0.1603   0.9243   0.0296
 -12.500   0.0722   0.11078   0.10673  -0.1633   0.9215   0.0305
 -12.250   0.0777   0.10776   0.10370  -0.1647   0.9156   0.0314
 -12.000   0.0849   0.10450   0.10042  -0.1669   0.9107   0.0323
 -11.750   0.0916   0.10093   0.09682  -0.1704   0.9072   0.0334
 -11.500   0.0899   0.09822   0.09412  -0.1724   0.9002   0.0340
 -11.250   0.0916   0.09492   0.09079  -0.1758   0.8954   0.0343
 -11.000   0.0901   0.09144   0.08732  -0.1788   0.8903   0.0345
 -10.750   0.0886   0.08805   0.08392  -0.1812   0.8843   0.0346
 -10.500   0.0875   0.08386   0.07968  -0.1848   0.8801   0.0346
 -10.250   0.1095   0.08050   0.07631  -0.1810   0.8787   0.0361
 -10.000   0.1122   0.07835   0.07418  -0.1803   0.8728   0.0368
  -9.750   0.1157   0.07536   0.07117  -0.1813   0.8684   0.0377
  -9.500   0.1187   0.07189   0.06766  -0.1835   0.8650   0.0384
  -9.250   0.1109   0.06875   0.06456  -0.1845   0.8591   0.0389
  -9.000   0.1021   0.06516   0.06095  -0.1863   0.8542   0.0393
  -8.750   0.0927   0.06171   0.05742  -0.1880   0.8505   0.0397
  -8.500   0.0733   0.05980   0.05552  -0.1861   0.8441   0.0400
  -8.250   0.0562   0.05780   0.05346  -0.1842   0.8392   0.0403
  -8.000   0.0449   0.05581   0.05132  -0.1828   0.8359   0.0409
  -7.750   0.0267   0.05505   0.05055  -0.1782   0.8293   0.0414
  -7.500   0.0203   0.05345   0.04880  -0.1758   0.8254   0.0425
  -7.250   0.0161   0.05416   0.04901  -0.1728   0.8223   0.0450
  -7.000   0.0007   0.05466   0.04941  -0.1667   0.8163   0.0452
  -6.750  -0.0030   0.05407   0.04861  -0.1629   0.8121   0.0454
  -6.500   0.0007   0.04724   0.04187  -0.1629   0.8099   0.0472
  -6.250  -0.1318   0.04787   0.04357  -0.1222   0.7815   0.0443
  -6.000  -0.1280   0.04779   0.04303  -0.1199   0.7796   0.0453
  -5.750  -0.0155   0.04488   0.03943  -0.1496   0.7966   0.0501
  -5.500  -0.1119   0.05076   0.04542  -0.1276   0.7819   0.0474
  -5.250  -0.0934   0.04825   0.04285  -0.1279   0.7807   0.0493
  -5.000  -0.1645   0.05311   0.04776  -0.1126   0.7696   0.0477
  -4.750  -0.1475   0.05097   0.04554  -0.1125   0.7678   0.0495
  -4.500  -0.1249   0.04909   0.04346  -0.1129   0.7665   0.0526
  -4.250  -0.0966   0.04774   0.04148  -0.1133   0.7655   0.0598
  -4.000  -0.0702   0.04481   0.03859  -0.1147   0.7649   0.0628
  -2.000   0.0874   0.03705   0.02899  -0.1030   0.7500   0.0283
  -1.750   0.0480   0.04009   0.03203  -0.0949   0.7441   0.0279
  -1.500   0.0606   0.04067   0.03264  -0.0936   0.7418   0.0325
  -1.250   0.0848   0.04029   0.03228  -0.0937   0.7399   0.0381
  -1.000   0.1114   0.04004   0.03206  -0.0944   0.7387   0.0510
  -0.750   0.1422   0.03981   0.03180  -0.0958   0.7377   0.0727
  -0.500   0.1822   0.03795   0.03200  -0.0998   0.7369   0.6619
  -0.250   0.2024   0.03899   0.03310  -0.0965   0.7358   0.7213
   0.000   0.1869   0.04108   0.03522  -0.0914   0.7314   0.7292
   0.250   0.1859   0.04258   0.03673  -0.0875   0.7285   0.7434
   0.500   0.1970   0.04360   0.03772  -0.0849   0.7262   0.7578
   0.750   0.2129   0.04442   0.03852  -0.0829   0.7245   0.7703
   1.000   0.2366   0.04476   0.03883  -0.0813   0.7227   0.7837
   1.250   0.2666   0.04484   0.03886  -0.0803   0.7213   0.7970
   1.500   0.3103   0.04481   0.03871  -0.0829   0.7204   0.8024
   1.750   0.2659   0.04747   0.04148  -0.0751   0.7119   0.8052
   2.000   0.2939   0.04785   0.04178  -0.0759   0.7097   0.8075
   2.250   0.3305   0.04796   0.04180  -0.0777   0.7080   0.8096
   2.500   0.3741   0.04784   0.04159  -0.0804   0.7067   0.8118
   2.750   0.3562   0.04987   0.04364  -0.0763   0.6980   0.8150
   3.000   0.3865   0.05014   0.04386  -0.0775   0.6953   0.8174
   3.250   0.4224   0.05010   0.04379  -0.0788   0.6935   0.8198
   3.500   0.4623   0.05000   0.04364  -0.0808   0.6923   0.8226
   3.750   0.4486   0.05181   0.04549  -0.0769   0.6823   0.8259
   4.000   0.4829   0.05194   0.04559  -0.0785   0.6801   0.8289
   4.250   0.5206   0.05195   0.04558  -0.0804   0.6786   0.8318
   4.500   0.5586   0.05181   0.04545  -0.0820   0.6776   0.8344
   4.750   0.5462   0.05353   0.04722  -0.0782   0.6665   0.8378
   5.000   0.5822   0.05345   0.04714  -0.0797   0.6648   0.8416
   5.250   0.6211   0.05337   0.04706  -0.0817   0.6636   0.8454
   5.500   0.6141   0.05494   0.04869  -0.0785   0.6527   0.8487
   5.750   0.6478   0.05478   0.04858  -0.0796   0.6508   0.8524
   6.000   0.6843   0.05460   0.04842  -0.0811   0.6496   0.8564
   6.250   0.7242   0.05428   0.04813  -0.0830   0.6487   0.8605
   6.500   0.7164   0.05583   0.04976  -0.0797   0.6368   0.8645
   6.750   0.7524   0.05543   0.04943  -0.0809   0.6355   0.8694
   7.000   0.7916   0.05496   0.04902  -0.0825   0.6345   0.8746
   7.250   0.7871   0.05641   0.05055  -0.0796   0.6227   0.8792
   7.500   0.8240   0.05575   0.04998  -0.0808   0.6213   0.8848
   7.750   0.8639   0.05490   0.04922  -0.0823   0.6204   0.8904
   8.000   0.8630   0.05623   0.05064  -0.0798   0.6085   0.8966
   8.250   0.9029   0.05513   0.04965  -0.0811   0.6072   0.9041
   8.500   0.9443   0.05357   0.04821  -0.0822   0.6063   0.9126
   8.750   0.9479   0.05449   0.04923  -0.0801   0.5945   0.9222
   9.000   0.9922   0.05241   0.04732  -0.0813   0.5933   0.9365
   9.250   1.0046   0.05266   0.04772  -0.0802   0.5825   1.0000
   9.500   1.0556   0.05041   0.04559  -0.0827   0.5808   1.0000
   9.750   1.1076   0.04790   0.04323  -0.0852   0.5795   1.0000
  10.000   1.1599   0.04524   0.04073  -0.0876   0.5785   1.0000
  10.250   1.2132   0.04222   0.03789  -0.0900   0.5775   1.0000
  10.750   1.2404   0.04298   0.03886  -0.0878   0.5512   1.0000
  11.000   1.2622   0.04270   0.03870  -0.0874   0.5359   1.0000
  11.250   1.2741   0.04349   0.03957  -0.0862   0.5121   1.0000
  11.500   1.3560   0.03692   0.03254  -0.0892   0.4338   1.0000
  11.750   1.3481   0.03910   0.03418  -0.0856   0.3645   1.0000
  12.000   1.3311   0.04250   0.03721  -0.0819   0.3129   1.0000
  12.250   1.3157   0.04606   0.04047  -0.0788   0.2665   1.0000
  12.500   1.3033   0.04955   0.04368  -0.0762   0.2250   1.0000
  12.750   1.2935   0.05295   0.04682  -0.0741   0.1875   1.0000
  13.000   1.2878   0.05609   0.04976  -0.0724   0.1555   1.0000
  13.250   1.2849   0.05903   0.05254  -0.0710   0.1297   1.0000
  13.500   1.2841   0.06183   0.05523  -0.0699   0.1082   1.0000
  13.750   1.2835   0.06470   0.05799  -0.0688   0.0902   1.0000
  14.000   1.2846   0.06745   0.06071  -0.0678   0.0748   1.0000
  14.250   1.2850   0.07032   0.06355  -0.0669   0.0615   1.0000
  14.500   1.2852   0.07328   0.06649  -0.0661   0.0511   1.0000
  14.750   1.2853   0.07630   0.06949  -0.0653   0.0430   1.0000
  15.000   1.2848   0.07942   0.07259  -0.0647   0.0365   1.0000
  15.250   1.2897   0.08201   0.07527  -0.0643   0.0307   1.0000
  15.500   1.2895   0.08515   0.07844  -0.0637   0.0266   1.0000
  15.750   1.2932   0.08794   0.08130  -0.0635   0.0227   1.0000
  16.000   1.2941   0.09098   0.08440  -0.0631   0.0198   1.0000
  16.250   1.2976   0.09382   0.08733  -0.0629   0.0174   1.0000
  16.500   1.3003   0.09654   0.09007  -0.0623   0.0154   1.0000
  16.750   1.3045   0.09942   0.09313  -0.0625   0.0136   1.0000
  17.000   1.3071   0.10240   0.09617  -0.0628   0.0124   1.0000
  17.250   1.3122   0.10482   0.09864  -0.0625   0.0113   1.0000
  17.500   1.3175   0.10753   0.10158  -0.0625   0.0106   1.0000
  17.750   1.3219   0.11036   0.10460  -0.0626   0.0100   1.0000
  18.000   1.3246   0.11343   0.10784  -0.0629   0.0096   1.0000
  18.250   1.3262   0.11667   0.11123  -0.0634   0.0092   1.0000
  18.500   1.3269   0.12004   0.11476  -0.0641   0.0089   1.0000
  18.750   1.3264   0.12362   0.11852  -0.0648   0.0088   1.0000
  19.000   1.3240   0.12757   0.12263  -0.0658   0.0086   1.0000
  19.250   1.3174   0.13235   0.12766  -0.0673   0.0086   1.0000
<< Back to NREL's S831 Airfoil (s831-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


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