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