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

Polar data table (+)

Polar graphs


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