NREL's S831 Airfoil (s831-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S831 Airfoil (s831-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.19 at α=13.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s831-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s831-nr-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.1221 0.13248 0.12550 -0.1144 0.8947 0.1002
-10.750 -0.1393 0.13149 0.12458 -0.1149 0.8892 0.1020
-10.500 -0.1545 0.13000 0.12317 -0.1154 0.8839 0.1026
-10.250 -0.1231 0.12504 0.11815 -0.1136 0.8825 0.1081
-10.000 -0.1187 0.12213 0.11525 -0.1153 0.8802 0.1134
-9.750 -0.1499 0.12198 0.11522 -0.1134 0.8734 0.1171
-9.500 -0.1698 0.12021 0.11353 -0.1144 0.8685 0.1178
-9.250 -0.1357 0.11585 0.10909 -0.1124 0.8674 0.1249
-8.750 -0.1891 0.11389 0.10736 -0.1097 0.8568 0.1328
-8.500 -0.2235 0.11185 0.10540 -0.1109 0.8523 0.1334
-6.500 -0.3206 0.08856 0.08169 -0.0977 0.8223 0.0563
-6.250 -0.3286 0.08631 0.07942 -0.0950 0.8196 0.0542
-6.000 -0.3412 0.08448 0.07752 -0.0917 0.8158 0.0531
-5.750 -0.3461 0.08188 0.07410 -0.0902 0.8120 0.0452
-5.500 -0.3357 0.07827 0.07052 -0.0900 0.8101 0.0443
-5.250 -0.3238 0.07501 0.06708 -0.0901 0.8084 0.0432
-5.000 -0.3084 0.07189 0.06366 -0.0905 0.8070 0.0420
-4.750 -0.3088 0.07022 0.06179 -0.0879 0.8042 0.0412
-4.500 -0.2991 0.06810 0.05937 -0.0868 0.8016 0.0402
-4.250 -0.2825 0.06577 0.05667 -0.0864 0.7992 0.0392
-4.000 -0.2611 0.06351 0.05398 -0.0865 0.7972 0.0383
-3.750 -0.2365 0.06131 0.05133 -0.0868 0.7956 0.0380
-3.500 -0.2109 0.05954 0.04916 -0.0870 0.7942 0.0380
-3.000 -0.1679 0.05723 0.04616 -0.0860 0.7907 0.0419
-2.750 -0.1526 0.05653 0.04518 -0.0843 0.7879 0.0433
-2.500 -0.1320 0.05577 0.04405 -0.0830 0.7856 0.0451
-2.250 -0.1123 0.05488 0.04308 -0.0815 0.7838 0.0463
-2.000 -0.0934 0.05431 0.04254 -0.0799 0.7822 0.0503
-1.750 -0.0721 0.05400 0.04205 -0.0782 0.7805 0.0556
-1.500 -0.0498 0.05350 0.04144 -0.0767 0.7789 0.0606
-1.250 -0.0349 0.05329 0.04117 -0.0752 0.7765 0.0683
-1.000 -0.0231 0.05311 0.04089 -0.0734 0.7739 0.0753
-0.750 -0.0035 0.05290 0.04057 -0.0734 0.7716 0.0891
-0.500 0.0231 0.05249 0.04014 -0.0748 0.7694 0.1161
-0.250 0.0393 0.05104 0.04116 -0.0732 0.7675 0.6568
0.000 0.0421 0.05223 0.04230 -0.0660 0.7653 0.7443
0.250 0.0424 0.05296 0.04296 -0.0587 0.7634 0.7899
0.500 0.0349 0.05345 0.04342 -0.0522 0.7596 0.8169
0.750 0.0274 0.05357 0.04352 -0.0444 0.7563 0.8494
1.000 0.0283 0.05357 0.04344 -0.0385 0.7537 0.8784
1.250 0.0479 0.05388 0.04350 -0.0375 0.7514 0.8911
1.500 0.0788 0.05442 0.04378 -0.0392 0.7494 0.8939
1.750 0.0888 0.05495 0.04417 -0.0381 0.7451 0.8978
2.000 0.1089 0.05554 0.04460 -0.0385 0.7417 0.9020
2.250 0.1335 0.05611 0.04500 -0.0393 0.7387 0.9061
2.500 0.1624 0.05672 0.04545 -0.0407 0.7362 0.9105
2.750 0.1825 0.05739 0.04601 -0.0410 0.7326 0.9153
3.000 0.1981 0.05803 0.04658 -0.0408 0.7281 0.9203
3.250 0.2227 0.05869 0.04716 -0.0417 0.7246 0.9260
3.500 0.2527 0.05941 0.04779 -0.0434 0.7218 0.9322
3.750 0.2715 0.06016 0.04850 -0.0437 0.7172 0.9391
4.000 0.2914 0.06094 0.04927 -0.0443 0.7124 0.9469
4.250 0.3220 0.06175 0.05004 -0.0464 0.7087 0.9560
4.500 0.3582 0.06256 0.05081 -0.0493 0.7058 0.9695
4.750 0.3642 0.06324 0.05153 -0.0483 0.6984 1.0000
5.000 0.3934 0.06420 0.05245 -0.0503 0.6944 1.0000
5.250 0.4293 0.06518 0.05339 -0.0530 0.6916 1.0000
5.500 0.4365 0.06627 0.05454 -0.0524 0.6837 1.0000
5.750 0.4673 0.06723 0.05549 -0.0544 0.6795 1.0000
6.000 0.4888 0.06833 0.05660 -0.0554 0.6740 1.0000
6.250 0.5093 0.06940 0.05770 -0.0562 0.6676 1.0000
6.500 0.5429 0.07035 0.05870 -0.0585 0.6639 1.0000
6.750 0.5545 0.07155 0.05996 -0.0583 0.6556 1.0000
7.000 0.5842 0.07251 0.06097 -0.0601 0.6508 1.0000
7.250 0.6011 0.07368 0.06220 -0.0604 0.6434 1.0000
7.500 0.6270 0.07465 0.06324 -0.0617 0.6373 1.0000
7.750 0.6478 0.07572 0.06443 -0.0624 0.6304 1.0000
8.000 0.6706 0.07672 0.06553 -0.0632 0.6233 1.0000
8.250 0.6911 0.07776 0.06667 -0.0638 0.6159 1.0000
8.500 0.7152 0.07865 0.06770 -0.0647 0.6087 1.0000
8.750 0.7316 0.07977 0.06894 -0.0648 0.5999 1.0000
9.000 0.7607 0.08036 0.06966 -0.0659 0.5936 1.0000
9.250 0.7736 0.08156 0.07100 -0.0657 0.5832 1.0000
9.500 0.8079 0.08173 0.07136 -0.0671 0.5780 1.0000
9.750 0.8188 0.08292 0.07270 -0.0666 0.5664 1.0000
10.000 0.8342 0.08388 0.07382 -0.0664 0.5555 1.0000
10.250 0.8691 0.08356 0.07373 -0.0674 0.5496 1.0000
10.500 0.8816 0.08452 0.07486 -0.0669 0.5370 1.0000
10.750 0.8964 0.08530 0.07583 -0.0665 0.5246 1.0000
11.250 0.9325 0.08616 0.07713 -0.0659 0.4996 1.0000
11.500 0.9535 0.08616 0.07736 -0.0655 0.4869 1.0000
12.000 0.9970 0.08563 0.07732 -0.0644 0.4593 1.0000
12.250 1.0169 0.08537 0.07735 -0.0637 0.4435 1.0000
12.750 1.0608 0.08393 0.07645 -0.0617 0.4085 1.0000
13.000 1.0845 0.08297 0.07574 -0.0607 0.3872 1.0000
13.250 1.1108 0.08163 0.07457 -0.0595 0.3601 1.0000
13.500 1.1315 0.08116 0.07419 -0.0583 0.3241 1.0000
13.750 1.1498 0.08101 0.07386 -0.0569 0.2814 1.0000
14.000 1.1563 0.08263 0.07520 -0.0557 0.2420 1.0000
14.250 1.1569 0.08533 0.07771 -0.0548 0.2096 1.0000
14.500 1.1562 0.08833 0.08054 -0.0542 0.1826 1.0000
14.750 1.1554 0.09148 0.08356 -0.0537 0.1602 1.0000
15.000 1.1555 0.09463 0.08663 -0.0535 0.1404 1.0000
15.250 1.1562 0.09778 0.08975 -0.0533 0.1231 1.0000
15.500 1.1576 0.10086 0.09284 -0.0533 0.1084 1.0000
15.750 1.1598 0.10389 0.09588 -0.0533 0.0954 1.0000
16.000 1.1633 0.10677 0.09881 -0.0534 0.0842 1.0000
16.250 1.1670 0.10968 0.10177 -0.0536 0.0744 1.0000
16.500 1.1713 0.11242 0.10447 -0.0538 0.0666 1.0000
16.750 1.1764 0.11531 0.10760 -0.0541 0.0590 1.0000
17.000 1.1829 0.11793 0.11034 -0.0543 0.0530 1.0000
17.250 1.1867 0.12099 0.11359 -0.0549 0.0480 1.0000
17.500 1.1942 0.12350 0.11620 -0.0552 0.0440 1.0000
17.750 1.1949 0.12747 0.12053 -0.0562 0.0406 1.0000
18.000 1.1949 0.13121 0.12442 -0.0575 0.0379 1.0000
18.250 1.1985 0.13437 0.12766 -0.0585 0.0356 1.0000
18.500 1.1903 0.14024 0.13393 -0.0608 0.0345 1.0000
18.750 1.1797 0.14659 0.14060 -0.0638 0.0337 1.0000
19.000 1.1667 0.15374 0.14803 -0.0677 0.0333 1.0000
19.250 1.1512 0.16180 0.15633 -0.0723 0.0331 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S831 Airfoil (s831-nr)