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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S831 Airfoil (s831-nr)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 17.16 at α=13.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s831-nr-50000.txt
Download as CSV file: xf-s831-nr-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.500  -0.5702   0.13237   0.12765  -0.0118   1.0000   0.2404
  -6.250  -0.5510   0.12947   0.12475  -0.0084   1.0000   0.2634
  -6.000  -0.5864   0.12755   0.12293  -0.0065   1.0000   0.2711
  -5.750  -0.6288   0.12482   0.12031  -0.0054   1.0000   0.2722
  -5.500  -0.5551   0.12350   0.11888   0.0017   1.0000   0.3418
  -5.250  -0.5631   0.12231   0.11774   0.0063   1.0000   0.3777
  -5.000  -0.5460   0.12200   0.11744   0.0125   1.0000   0.4397
  -4.750  -0.4757   0.12167   0.11703   0.0174   1.0000   0.5424
  -4.500  -0.4275   0.11930   0.11459   0.0187   1.0000   0.6116
  -4.250  -0.4102   0.11756   0.11286   0.0209   1.0000   0.6615
  -4.000  -0.3846   0.11463   0.10992   0.0210   1.0000   0.7056
  -3.750  -0.3804   0.11203   0.10735   0.0225   1.0000   0.7290
  -3.000  -0.4310   0.10418   0.09965   0.0291   1.0000   0.6851
  -2.750  -0.4887   0.10116   0.09676   0.0338   1.0000   0.6373
  -2.500  -0.5570   0.09781   0.09356   0.0407   1.0000   0.6051
  -2.250  -0.4806   0.06295   0.05547  -0.0444   1.0000   0.2238
  -2.000  -0.4369   0.06165   0.05309  -0.0457   1.0000   0.1631
  -1.750  -0.4035   0.06018   0.05087  -0.0456   1.0000   0.1343
  -1.500  -0.3780   0.05801   0.04848  -0.0455   1.0000   0.1238
  -1.250  -0.3499   0.05740   0.04726  -0.0451   1.0000   0.1167
  -1.000  -0.3254   0.05612   0.04578  -0.0448   1.0000   0.1147
  -0.750  -0.3007   0.05515   0.04458  -0.0443   1.0000   0.1131
  -0.500  -0.2774   0.05450   0.04373  -0.0432   1.0000   0.1112
  -0.250  -0.2560   0.05418   0.04328  -0.0417   0.9999   0.1129
   0.000  -0.2306   0.05451   0.04339  -0.0406   0.9981   0.1185
   0.250  -0.2095   0.05459   0.04356  -0.0387   0.9966   0.1256
   0.500  -0.1816   0.05507   0.04399  -0.0390   0.9951   0.1407
   0.750  -0.1472   0.05530   0.04423  -0.0414   0.9942   0.1718
   1.000  -0.1251   0.05497   0.04648  -0.0392   0.9945   0.7173
   1.250  -0.1427   0.05560   0.04723  -0.0258   0.9897   0.8168
   1.500  -0.1615   0.05576   0.04741  -0.0126   0.9861   0.8890
   1.750  -0.1266   0.05597   0.04736  -0.0113   0.9799   1.0000
   2.000  -0.1047   0.05716   0.04819  -0.0125   0.9746   1.0000
   2.250  -0.0893   0.05724   0.04803  -0.0125   0.9693   1.0000
   2.500  -0.0636   0.05851   0.04900  -0.0145   0.9636   1.0000
   2.750  -0.0366   0.06027   0.05051  -0.0168   0.9604   1.0000
   3.000  -0.0183   0.06038   0.05046  -0.0175   0.9533   1.0000
   3.250   0.0142   0.06258   0.05244  -0.0209   0.9490   1.0000
   3.500   0.0335   0.06327   0.05298  -0.0218   0.9443   1.0000
   3.750   0.0606   0.06466   0.05423  -0.0242   0.9377   1.0000
   4.000   0.0966   0.06763   0.05702  -0.0283   0.9342   1.0000
   4.250   0.1097   0.06744   0.05676  -0.0281   0.9267   1.0000
   4.500   0.1431   0.06993   0.05913  -0.0318   0.9217   1.0000
   4.750   0.1607   0.07075   0.05989  -0.0325   0.9157   1.0000
   5.000   0.1904   0.07278   0.06184  -0.0355   0.9091   1.0000
   5.250   0.2129   0.07447   0.06347  -0.0372   0.9041   1.0000
   5.500   0.2377   0.07601   0.06498  -0.0393   0.8961   1.0000
   5.750   0.2642   0.07838   0.06730  -0.0417   0.8914   1.0000
   6.000   0.2842   0.07951   0.06843  -0.0430   0.8824   1.0000
   6.250   0.3120   0.08219   0.07109  -0.0457   0.8777   1.0000
   6.500   0.3300   0.08323   0.07215  -0.0467   0.8682   1.0000
   6.750   0.3539   0.08565   0.07459  -0.0488   0.8627   1.0000
   7.000   0.3752   0.08724   0.07621  -0.0503   0.8531   1.0000
   7.250   0.3925   0.08906   0.07806  -0.0514   0.8464   1.0000
   7.500   0.4203   0.09161   0.08065  -0.0541   0.8376   1.0000
   7.750   0.4320   0.09288   0.08198  -0.0543   0.8287   1.0000
   8.000   0.4671   0.09664   0.08581  -0.0581   0.8218   1.0000
   8.250   0.4742   0.09730   0.08655  -0.0577   0.8110   1.0000
   8.500   0.4916   0.09956   0.08888  -0.0589   0.8031   1.0000
   8.750   0.5207   0.10264   0.09204  -0.0617   0.7936   1.0000
   9.000   0.5291   0.10389   0.09338  -0.0617   0.7825   1.0000
   9.250   0.5450   0.10621   0.09584  -0.0628   0.7733   1.0000
   9.500   0.5799   0.11022   0.09997  -0.0663   0.7638   1.0000
   9.750   0.5871   0.11135   0.10121  -0.0663   0.7512   1.0000
  10.000   0.5984   0.11328   0.10326  -0.0668   0.7389   1.0000
  10.250   0.6121   0.11560   0.10574  -0.0678   0.7272   1.0000
  10.500   0.6286   0.11815   0.10842  -0.0691   0.7150   1.0000
  10.750   0.6459   0.12073   0.11114  -0.0705   0.7017   1.0000
  11.000   0.6619   0.12310   0.11366  -0.0716   0.6865   1.0000
  11.250   0.6794   0.12533   0.11607  -0.0728   0.6688   1.0000
  11.500   0.7111   0.12794   0.11886  -0.0748   0.6475   1.0000
  11.750   0.7762   0.12235   0.11353  -0.0737   0.5717   1.0000
  12.000   0.8129   0.12196   0.11338  -0.0742   0.5458   1.0000
  12.250   0.8532   0.12116   0.11285  -0.0746   0.5222   1.0000
  12.500   0.8711   0.12159   0.11352  -0.0743   0.4989   1.0000
  12.750   0.9223   0.11890   0.11118  -0.0740   0.4759   1.0000
  13.000   0.9557   0.11677   0.10936  -0.0729   0.4515   1.0000
  13.250   0.9860   0.11453   0.10746  -0.0714   0.4266   1.0000
  13.500   1.0565   0.10481   0.09829  -0.0678   0.3999   1.0000
  13.750   1.2414   0.07233   0.06593  -0.0578   0.3050   1.0000
  14.000   1.2482   0.07371   0.06668  -0.0550   0.2500   1.0000
  14.250   1.2562   0.07573   0.06826  -0.0530   0.2074   1.0000
  14.500   1.2748   0.07736   0.06951  -0.0515   0.1691   1.0000
  14.750   1.2951   0.07945   0.07145  -0.0505   0.1401   1.0000
  15.000   1.3252   0.08160   0.07341  -0.0500   0.1160   1.0000
  15.250   1.3412   0.08495   0.07693  -0.0492   0.1023   1.0000
  15.500   1.3653   0.08870   0.08079  -0.0490   0.0910   1.0000
  15.750   1.3494   0.09328   0.08587  -0.0474   0.0886   1.0000
  16.000   1.3373   0.09793   0.09091  -0.0464   0.0857   1.0000
  16.250   1.3570   0.10235   0.09530  -0.0464   0.0789   1.0000
  16.500   1.3363   0.10748   0.10081  -0.0458   0.0786   1.0000
  16.750   1.3145   0.11295   0.10663  -0.0456   0.0784   1.0000
  17.000   1.2922   0.11880   0.11277  -0.0462   0.0784   1.0000
  17.250   1.2699   0.12496   0.11919  -0.0473   0.0786   1.0000
  17.500   1.2483   0.13147   0.12592  -0.0491   0.0789   1.0000
  17.750   1.2277   0.13841   0.13304  -0.0515   0.0793   1.0000
<< Back to NREL's S831 Airfoil (s831-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


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