NREL's S832 Airfoil (s832-nr) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S832 Airfoil (s832-nr) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 54.66 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s832-nr-200000.txt Download as CSV file: xf-s832-nr-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.0002 0.10994 0.10597 -0.1281 0.9037 0.0246
-11.250 -0.0002 0.10792 0.10396 -0.1301 0.8975 0.0250
-11.000 0.0010 0.10565 0.10166 -0.1322 0.8927 0.0252
-10.750 0.0056 0.10311 0.09912 -0.1333 0.8873 0.0253
-10.500 0.0062 0.10060 0.09661 -0.1352 0.8818 0.0254
-10.250 0.0098 0.09790 0.09387 -0.1367 0.8778 0.0254
-10.000 0.0165 0.09340 0.08940 -0.1365 0.8738 0.0259
-9.750 0.0286 0.09015 0.08614 -0.1355 0.8702 0.0265
-9.500 0.0362 0.08743 0.08340 -0.1357 0.8665 0.0272
-9.250 0.0417 0.08480 0.08073 -0.1364 0.8631 0.0278
-9.000 0.0452 0.08226 0.07822 -0.1372 0.8580 0.0287
-8.750 0.0483 0.07968 0.07564 -0.1381 0.8535 0.0292
-8.500 0.0511 0.07698 0.07293 -0.1393 0.8500 0.0298
-8.250 0.0513 0.07423 0.07021 -0.1408 0.8455 0.0309
-8.000 0.0506 0.07150 0.06751 -0.1425 0.8407 0.0312
-7.750 0.0467 0.06850 0.06450 -0.1446 0.8364 0.0316
-7.500 0.0365 0.06629 0.06227 -0.1451 0.8317 0.0323
-7.250 0.0311 0.06422 0.06014 -0.1456 0.8261 0.0330
-7.000 0.0303 0.06260 0.05832 -0.1459 0.8222 0.0338
-6.750 0.0339 0.06091 0.05640 -0.1452 0.8194 0.0340
-6.500 0.0344 0.05963 0.05500 -0.1434 0.8140 0.0342
-6.250 0.0346 0.05415 0.04958 -0.1428 0.8106 0.0351
-6.000 0.0442 0.05133 0.04676 -0.1422 0.8080 0.0362
-5.750 0.0563 0.04899 0.04432 -0.1416 0.8059 0.0375
-5.500 0.0595 0.04768 0.04296 -0.1393 0.8008 0.0389
-5.250 0.0691 0.04596 0.04109 -0.1377 0.7970 0.0412
-5.000 0.0902 0.04679 0.04133 -0.1355 0.7942 0.0455
-4.750 0.0988 0.04167 0.03609 -0.1348 0.7922 0.0470
-4.500 0.1034 0.04003 0.03455 -0.1326 0.7875 0.0492
-4.250 0.1125 0.03915 0.03360 -0.1303 0.7830 0.0545
-4.000 0.1297 0.03747 0.03150 -0.1286 0.7805 0.0616
-3.750 0.1507 0.03538 0.02937 -0.1285 0.7789 0.0660
-3.500 0.1747 0.03393 0.02749 -0.1278 0.7774 0.0765
-2.500 0.2537 0.02792 0.02019 -0.1186 0.7644 0.0338
-2.250 0.2255 0.02973 0.02205 -0.1100 0.7548 0.0337
-2.000 0.2513 0.02804 0.02019 -0.1094 0.7528 0.0323
-1.750 0.2825 0.02673 0.01869 -0.1096 0.7515 0.0322
-1.500 0.3138 0.02540 0.01726 -0.1098 0.7506 0.0359
-1.250 0.3451 0.02460 0.01646 -0.1103 0.7497 0.0468
-1.000 0.3744 0.02365 0.01558 -0.1107 0.7489 0.0692
0.500 0.6080 0.02433 0.01834 -0.1212 0.7366 0.9910
0.750 0.6425 0.02425 0.01817 -0.1231 0.7357 0.9931
1.000 0.6759 0.02416 0.01800 -0.1246 0.7349 0.9946
1.250 0.7117 0.02404 0.01779 -0.1267 0.7342 0.9958
2.750 0.4750 0.03666 0.03057 -0.0703 0.6826 1.0000
3.000 0.5038 0.03690 0.03074 -0.0710 0.6807 1.0000
3.250 0.5363 0.03697 0.03074 -0.0720 0.6793 1.0000
3.500 0.5346 0.03876 0.03252 -0.0694 0.6722 1.0000
3.750 0.5541 0.03944 0.03317 -0.0691 0.6682 1.0000
4.000 0.5847 0.03957 0.03327 -0.0699 0.6663 1.0000
4.250 0.6185 0.03954 0.03320 -0.0709 0.6649 1.0000
4.500 0.6547 0.03936 0.03301 -0.0722 0.6640 1.0000
4.750 0.6911 0.03920 0.03285 -0.0736 0.6632 1.0000
5.000 0.6746 0.04163 0.03529 -0.0694 0.6515 1.0000
5.250 0.7099 0.04143 0.03509 -0.0706 0.6504 1.0000
5.500 0.7038 0.04339 0.03707 -0.0676 0.6399 1.0000
5.750 0.7367 0.04324 0.03694 -0.0684 0.6380 1.0000
6.000 0.7726 0.04288 0.03662 -0.0695 0.6367 1.0000
6.250 0.8025 0.04282 0.03659 -0.0700 0.6339 1.0000
6.500 0.8055 0.04419 0.03800 -0.0679 0.6243 1.0000
6.750 0.8441 0.04345 0.03730 -0.0691 0.6230 1.0000
7.000 0.8473 0.04485 0.03874 -0.0670 0.6130 1.0000
7.250 0.8848 0.04400 0.03797 -0.0679 0.6108 1.0000
7.500 0.9274 0.04263 0.03667 -0.0692 0.6094 1.0000
7.750 0.9762 0.04059 0.03474 -0.0709 0.6087 1.0000
8.000 1.0270 0.03827 0.03251 -0.0728 0.6082 1.0000
8.250 1.0767 0.03590 0.03028 -0.0745 0.6079 1.0000
8.500 1.1275 0.03340 0.02792 -0.0764 0.6080 1.0000
8.750 1.1842 0.03056 0.02522 -0.0790 0.6080 1.0000
9.000 1.2588 0.02662 0.02147 -0.0837 0.6078 1.0000
9.250 1.2476 0.02821 0.02313 -0.0790 0.5955 1.0000
9.500 1.2521 0.02894 0.02397 -0.0763 0.5845 1.0000
9.750 1.3332 0.02439 0.01958 -0.0814 0.5788 1.0000
10.000 1.3294 0.02550 0.02078 -0.0775 0.5641 1.0000
10.250 1.3151 0.02755 0.02292 -0.0729 0.5460 1.0000
10.500 1.3322 0.02744 0.02285 -0.0714 0.5235 1.0000
10.750 1.3357 0.02841 0.02380 -0.0687 0.4910 1.0000
11.000 1.3517 0.02823 0.02328 -0.0666 0.4298 1.0000
11.250 1.3404 0.03032 0.02493 -0.0624 0.3728 1.0000
11.500 1.3244 0.03313 0.02744 -0.0584 0.3274 1.0000
11.750 1.3106 0.03602 0.03010 -0.0550 0.2884 1.0000
12.250 1.2900 0.04186 0.03553 -0.0497 0.2219 1.0000
12.500 1.2840 0.04462 0.03815 -0.0477 0.1944 1.0000
12.750 1.2800 0.04732 0.04071 -0.0459 0.1700 1.0000
13.000 1.2789 0.04985 0.04316 -0.0445 0.1481 1.0000
13.250 1.2771 0.05250 0.04570 -0.0432 0.1295 1.0000
13.500 1.2779 0.05497 0.04813 -0.0421 0.1110 1.0000
13.750 1.2783 0.05756 0.05067 -0.0411 0.0950 1.0000
14.000 1.2782 0.06025 0.05331 -0.0401 0.0810 1.0000
14.250 1.2784 0.06298 0.05600 -0.0393 0.0690 1.0000
14.500 1.2790 0.06572 0.05878 -0.0385 0.0589 1.0000
14.750 1.2791 0.06858 0.06166 -0.0377 0.0509 1.0000
15.000 1.2772 0.07170 0.06477 -0.0370 0.0438 1.0000
15.250 1.2792 0.07447 0.06762 -0.0366 0.0377 1.0000
15.500 1.2793 0.07748 0.07070 -0.0360 0.0324 1.0000
15.750 1.2777 0.08073 0.07395 -0.0358 0.0280 1.0000
16.000 1.2799 0.08371 0.07707 -0.0357 0.0235 1.0000
16.250 1.2759 0.08735 0.08072 -0.0356 0.0198 1.0000
16.500 1.2763 0.09072 0.08422 -0.0360 0.0163 1.0000
16.750 1.2722 0.09444 0.08800 -0.0357 0.0142 1.0000
17.000 1.2735 0.09775 0.09148 -0.0362 0.0125 1.0000
17.250 1.2674 0.10190 0.09560 -0.0368 0.0105 1.0000
17.500 1.2698 0.10502 0.09893 -0.0372 0.0100 1.0000
17.750 1.2690 0.10874 0.10286 -0.0380 0.0089 1.0000
18.000 1.2653 0.11291 0.10710 -0.0393 0.0079 1.0000
18.250 1.2645 0.11631 0.11057 -0.0398 0.0075 1.0000
18.500 1.2608 0.12061 0.11513 -0.0407 0.0070 1.0000
18.750 1.2592 0.12457 0.11928 -0.0418 0.0069 1.0000
19.000 1.2547 0.12911 0.12405 -0.0434 0.0067 1.0000
19.250 1.2484 0.13414 0.12931 -0.0453 0.0066 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S832 Airfoil (s832-nr)