NREL's S832 Airfoil (s832-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S832 Airfoil (s832-nr) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 26.43 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s832-nr-100000.txt Download as CSV file: xf-s832-nr-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S832 Airfoil
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.1618 0.14355 0.13876 -0.0965 0.9509 0.0452
-11.750 -0.1514 0.14079 0.13600 -0.1018 0.9488 0.0454
-11.500 -0.1586 0.13984 0.13509 -0.1013 0.9416 0.0455
-11.250 -0.1541 0.13739 0.13265 -0.1051 0.9379 0.0456
-11.000 -0.1175 0.12723 0.12244 -0.1030 0.9375 0.0480
-10.750 -0.1007 0.12337 0.11856 -0.1062 0.9357 0.0491
-10.500 -0.1030 0.12160 0.11681 -0.1048 0.9302 0.0506
-10.250 -0.0997 0.11929 0.11452 -0.1054 0.9257 0.0519
-10.000 -0.0891 0.11606 0.11126 -0.1084 0.9230 0.0535
-9.750 -0.0756 0.11252 0.10771 -0.1127 0.9210 0.0555
-9.500 -0.0962 0.11275 0.10801 -0.1078 0.9128 0.0561
-9.250 -0.0965 0.11072 0.10600 -0.1103 0.9091 0.0576
-9.000 -0.1045 0.10946 0.10479 -0.1140 0.9051 0.0586
-8.750 -0.1272 0.10962 0.10502 -0.1075 0.8973 0.0585
-8.500 -0.1339 0.10783 0.10326 -0.1106 0.8935 0.0588
-8.250 -0.1651 0.10862 0.10414 -0.1043 0.8872 0.0588
-8.000 -0.1835 0.10776 0.10334 -0.1017 0.8821 0.0588
-7.750 -0.1962 0.10614 0.10169 -0.1025 0.8785 0.0589
-7.500 -0.2293 0.10689 0.10253 -0.0952 0.8740 0.0589
-7.250 -0.2536 0.10660 0.10227 -0.0906 0.8700 0.0589
-7.000 -0.2684 0.10538 0.10101 -0.0892 0.8667 0.0591
-6.750 -0.2789 0.10405 0.09960 -0.0880 0.8649 0.0592
-6.500 -0.2898 0.10292 0.09835 -0.0867 0.8637 0.0594
-6.250 -0.4438 0.11476 0.11114 -0.0397 0.9527 0.0542
-6.000 -0.4504 0.11180 0.10816 -0.0413 0.9508 0.0553
-5.750 -0.4496 0.10882 0.10512 -0.0443 0.9488 0.0565
-5.500 -0.4577 0.10616 0.10241 -0.0445 0.9472 0.0575
-5.250 -0.4555 0.10384 0.09982 -0.0478 0.9398 0.0588
-5.000 -0.4375 0.10153 0.09713 -0.0525 0.9354 0.0595
-4.750 -0.4326 0.09493 0.09078 -0.0516 0.9342 0.0608
-4.500 -0.4395 0.09158 0.08749 -0.0477 0.9298 0.0625
-4.250 -0.4292 0.08856 0.08442 -0.0479 0.9253 0.0658
-4.000 -0.3940 0.08769 0.08293 -0.0536 0.9214 0.0736
-3.750 -0.3850 0.08277 0.07802 -0.0541 0.9195 0.0757
-3.500 -0.3847 0.07939 0.07474 -0.0515 0.9133 0.0788
-3.250 -0.3509 0.07866 0.07333 -0.0550 0.9089 0.0896
-3.000 -0.3351 0.07401 0.06891 -0.0559 0.9072 0.0931
-2.750 -0.3158 0.07404 0.06835 -0.0558 0.9037 0.1046
-2.500 -0.3061 0.06931 0.06385 -0.0553 0.8983 0.1085
-2.250 -0.2790 0.06727 0.06157 -0.0571 0.8948 0.1231
-2.000 -0.2510 0.06556 0.05971 -0.0590 0.8928 0.1406
-1.750 -0.2342 0.06423 0.05823 -0.0588 0.8907 0.1604
-1.500 -0.2236 0.06199 0.05594 -0.0577 0.8840 0.1867
-1.250 -0.2000 0.06035 0.05424 -0.0588 0.8807 0.2318
-1.000 -0.1722 0.05883 0.05270 -0.0600 0.8788 0.2790
-0.750 -0.1349 0.05860 0.05212 -0.0622 0.8775 0.3019
-0.500 -0.0920 0.05684 0.04857 -0.0575 0.8695 0.0908
-0.250 -0.0573 0.05551 0.04689 -0.0577 0.8663 0.0684
0.000 -0.0212 0.05516 0.04618 -0.0586 0.8643 0.0654
0.250 0.0147 0.05548 0.04622 -0.0598 0.8631 0.0656
0.500 0.0150 0.05394 0.04460 -0.0558 0.8549 0.0653
0.750 0.0462 0.05395 0.04446 -0.0563 0.8516 0.0702
1.000 0.0789 0.05422 0.04475 -0.0573 0.8497 0.0803
1.250 0.0868 0.05378 0.04435 -0.0548 0.8448 0.0920
1.500 0.1097 0.05370 0.04428 -0.0544 0.8391 0.1181
1.750 0.1298 0.05158 0.04507 -0.0514 0.8368 1.0000
2.000 0.1659 0.05362 0.04651 -0.0534 0.8345 1.0000
2.250 0.1657 0.05317 0.04593 -0.0501 0.8258 1.0000
2.500 0.1966 0.05461 0.04712 -0.0517 0.8218 1.0000
2.750 0.2310 0.05682 0.04909 -0.0539 0.8196 1.0000
3.000 0.2313 0.05630 0.04850 -0.0509 0.8097 1.0000
3.250 0.2652 0.05813 0.05016 -0.0530 0.8065 1.0000
3.500 0.2691 0.05842 0.05039 -0.0507 0.7985 1.0000
3.750 0.2987 0.05984 0.05168 -0.0522 0.7934 1.0000
4.000 0.3344 0.06218 0.05391 -0.0546 0.7908 1.0000
4.250 0.3347 0.06193 0.05363 -0.0519 0.7804 1.0000
4.500 0.3730 0.06416 0.05577 -0.0545 0.7771 1.0000
4.750 0.3726 0.06425 0.05585 -0.0519 0.7669 1.0000
5.000 0.4108 0.06634 0.05786 -0.0545 0.7631 1.0000
5.250 0.4119 0.06671 0.05824 -0.0522 0.7528 1.0000
5.500 0.4521 0.06884 0.06033 -0.0550 0.7486 1.0000
5.750 0.4543 0.06925 0.06074 -0.0529 0.7375 1.0000
6.000 0.4750 0.07087 0.06236 -0.0534 0.7314 1.0000
6.250 0.5064 0.07193 0.06342 -0.0546 0.7210 1.0000
6.500 0.5172 0.07278 0.06429 -0.0536 0.7091 1.0000
6.750 0.5761 0.07075 0.06222 -0.0550 0.6731 1.0000
7.000 0.6072 0.07072 0.06221 -0.0553 0.6582 1.0000
7.250 0.6527 0.07072 0.06224 -0.0572 0.6500 1.0000
7.500 0.6694 0.07120 0.06280 -0.0564 0.6375 1.0000
7.750 0.6875 0.07181 0.06347 -0.0559 0.6258 1.0000
8.000 0.7400 0.07134 0.06307 -0.0582 0.6212 1.0000
8.250 0.7523 0.07200 0.06383 -0.0572 0.6088 1.0000
8.500 0.7687 0.07259 0.06450 -0.0565 0.5968 1.0000
8.750 0.8216 0.07130 0.06333 -0.0582 0.5931 1.0000
9.000 0.8359 0.07175 0.06390 -0.0573 0.5804 1.0000
9.250 0.8533 0.07204 0.06430 -0.0564 0.5683 1.0000
9.500 0.8755 0.07198 0.06436 -0.0559 0.5571 1.0000
9.750 0.9241 0.06982 0.06240 -0.0567 0.5523 1.0000
10.000 0.9438 0.06961 0.06233 -0.0557 0.5401 1.0000
10.250 0.9983 0.06642 0.05936 -0.0565 0.5371 1.0000
10.500 1.0175 0.06595 0.05906 -0.0553 0.5244 1.0000
11.000 1.0684 0.06352 0.05705 -0.0532 0.5007 1.0000
11.250 1.1240 0.05870 0.05253 -0.0530 0.4962 1.0000
11.500 1.1526 0.05647 0.05056 -0.0516 0.4831 1.0000
11.750 1.1893 0.05333 0.04767 -0.0504 0.4679 1.0000
12.000 1.2168 0.05138 0.04587 -0.0489 0.4404 1.0000
12.250 1.2546 0.04837 0.04277 -0.0474 0.3888 1.0000
12.500 1.2700 0.04805 0.04191 -0.0450 0.3225 1.0000
12.750 1.2666 0.05021 0.04367 -0.0425 0.2752 1.0000
13.000 1.2627 0.05267 0.04577 -0.0403 0.2380 1.0000
13.250 1.2598 0.05525 0.04812 -0.0385 0.2069 1.0000
13.500 1.2578 0.05785 0.05049 -0.0369 0.1803 1.0000
13.750 1.2571 0.06043 0.05291 -0.0355 0.1570 1.0000
14.000 1.2574 0.06304 0.05544 -0.0342 0.1358 1.0000
14.250 1.2586 0.06560 0.05788 -0.0331 0.1180 1.0000
14.500 1.2624 0.06797 0.06010 -0.0320 0.1018 1.0000
14.750 1.2657 0.07052 0.06270 -0.0310 0.0882 1.0000
15.000 1.2707 0.07299 0.06515 -0.0301 0.0762 1.0000
15.250 1.2790 0.07519 0.06729 -0.0292 0.0657 1.0000
15.500 1.2824 0.07795 0.07024 -0.0285 0.0581 1.0000
15.750 1.2909 0.08049 0.07293 -0.0276 0.0508 1.0000
16.000 1.3030 0.08285 0.07525 -0.0269 0.0441 1.0000
16.250 1.2991 0.08655 0.07929 -0.0265 0.0402 1.0000
16.500 1.3091 0.08941 0.08210 -0.0260 0.0352 1.0000
16.750 1.2985 0.09382 0.08693 -0.0259 0.0334 1.0000
17.000 1.2930 0.09803 0.09145 -0.0259 0.0315 1.0000
17.250 1.2875 0.10222 0.09584 -0.0262 0.0297 1.0000
17.500 1.2864 0.10603 0.09977 -0.0266 0.0283 1.0000
17.750 1.2776 0.11161 0.10553 -0.0273 0.0272 1.0000
18.000 1.2575 0.11758 0.11184 -0.0291 0.0268 1.0000
18.250 1.2413 0.12362 0.11816 -0.0311 0.0267 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S832 Airfoil (s832-nr)