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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S831 Airfoil (s831-nr)