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 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
<< Back to NREL's S832 Airfoil (s832-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S832 Airfoil (s832-nr)