NREL's S832 Airfoil (s832-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S832 Airfoil (s832-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.84 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s832-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s832-nr-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.4622 0.14104 0.13589 -0.0205 1.0000 0.1317
-7.750 -0.4808 0.13992 0.13485 -0.0204 1.0000 0.1334
-7.500 -0.5050 0.13897 0.13398 -0.0201 1.0000 0.1341
-7.250 -0.4857 0.13365 0.12867 -0.0176 1.0000 0.1393
-7.000 -0.4922 0.13133 0.12639 -0.0162 1.0000 0.1436
-6.750 -0.5091 0.12956 0.12467 -0.0152 1.0000 0.1464
-6.500 -0.5333 0.12799 0.12318 -0.0140 1.0000 0.1479
-6.250 -0.5580 0.12593 0.12115 -0.0155 1.0000 0.1491
-6.000 -0.5545 0.12182 0.11710 -0.0130 1.0000 0.1532
-5.750 -0.5559 0.11896 0.11426 -0.0113 1.0000 0.1591
-5.500 -0.5730 0.11630 0.11158 -0.0136 1.0000 0.1637
-5.250 -0.5765 0.11249 0.10779 -0.0132 1.0000 0.1678
-5.000 -0.5762 0.10945 0.10476 -0.0117 1.0000 0.1768
-4.750 -0.5808 0.10582 0.10110 -0.0129 1.0000 0.1833
-4.500 -0.5837 0.10306 0.09819 -0.0160 1.0000 0.1962
-4.250 -0.5784 0.09926 0.09448 -0.0116 1.0000 0.2076
-4.000 -0.5760 0.09591 0.09113 -0.0108 1.0000 0.2209
-3.750 -0.1040 0.09096 0.08580 -0.0223 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1029 0.08918 0.08403 -0.0217 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1020 0.08735 0.08224 -0.0212 1.0000 1.0000
-3.000 -0.3932 0.09327 0.08882 0.0329 1.0000 0.7568
-2.750 -0.4306 0.09099 0.08664 0.0375 1.0000 0.7279
-2.500 -0.4627 0.08859 0.08433 0.0421 1.0000 0.7128
-2.250 -0.5774 0.07676 0.07241 0.0169 1.0000 0.4750
-2.000 -0.5804 0.07508 0.07085 0.0257 1.0000 0.5223
-1.750 -0.5780 0.07277 0.06857 0.0299 1.0000 0.5602
-1.500 -0.5782 0.07147 0.06736 0.0393 1.0000 0.6011
-1.250 -0.5720 0.06922 0.06515 0.0433 1.0000 0.6299
-1.000 -0.5468 0.06482 0.06065 0.0365 1.0000 0.6306
-0.750 -0.3227 0.05784 0.05025 -0.0315 1.0000 0.2609
-0.500 -0.2780 0.05710 0.04839 -0.0329 1.0000 0.1785
-0.250 -0.2476 0.05586 0.04656 -0.0326 1.0000 0.1474
0.000 -0.2201 0.05469 0.04491 -0.0322 1.0000 0.1307
0.250 -0.1925 0.05446 0.04396 -0.0313 1.0000 0.1194
0.500 -0.1687 0.05356 0.04285 -0.0310 1.0000 0.1188
0.750 -0.1447 0.05308 0.04207 -0.0305 1.0000 0.1193
1.000 -0.1211 0.05262 0.04140 -0.0298 1.0000 0.1192
1.250 -0.0989 0.05221 0.04100 -0.0288 1.0000 0.1251
1.500 -0.0723 0.05261 0.04112 -0.0282 0.9989 0.1352
1.750 -0.0434 0.05306 0.04155 -0.0286 0.9970 0.1548
2.000 -0.0116 0.05376 0.04227 -0.0298 0.9953 0.1938
2.250 0.0063 0.05135 0.04263 -0.0266 0.9921 1.0000
2.500 0.0393 0.05346 0.04379 -0.0281 0.9867 1.0000
2.750 0.0633 0.05473 0.04462 -0.0290 0.9800 1.0000
3.000 0.0951 0.05716 0.04667 -0.0315 0.9749 1.0000
3.250 0.1149 0.05801 0.04731 -0.0319 0.9667 1.0000
3.500 0.1472 0.06076 0.04977 -0.0345 0.9620 1.0000
3.750 0.1638 0.06128 0.05013 -0.0345 0.9527 1.0000
4.000 0.1958 0.06421 0.05284 -0.0371 0.9483 1.0000
4.250 0.2107 0.06457 0.05312 -0.0368 0.9382 1.0000
4.500 0.2351 0.06669 0.05510 -0.0382 0.9328 1.0000
4.750 0.2562 0.06798 0.05630 -0.0390 0.9232 1.0000
5.000 0.2740 0.06938 0.05764 -0.0393 0.9158 1.0000
5.250 0.3016 0.07166 0.05983 -0.0413 0.9077 1.0000
5.500 0.3151 0.07261 0.06075 -0.0409 0.8986 1.0000
5.750 0.3476 0.07580 0.06387 -0.0437 0.8922 1.0000
6.000 0.3577 0.07628 0.06435 -0.0429 0.8815 1.0000
6.250 0.3761 0.07814 0.06620 -0.0435 0.8739 1.0000
6.500 0.4023 0.08054 0.06860 -0.0453 0.8646 1.0000
6.750 0.4133 0.08159 0.06967 -0.0448 0.8542 1.0000
7.000 0.4385 0.08441 0.07251 -0.0466 0.8474 1.0000
7.250 0.4569 0.08608 0.07423 -0.0473 0.8360 1.0000
7.500 0.4675 0.08739 0.07561 -0.0469 0.8253 1.0000
7.750 0.4867 0.08975 0.07802 -0.0479 0.8166 1.0000
8.000 0.5141 0.09264 0.08097 -0.0500 0.8061 1.0000
8.250 0.5228 0.09384 0.08225 -0.0495 0.7941 1.0000
8.500 0.5351 0.09570 0.08418 -0.0496 0.7826 1.0000
8.750 0.5513 0.09801 0.08663 -0.0503 0.7721 1.0000
9.000 0.5754 0.10102 0.08973 -0.0521 0.7612 1.0000
9.250 0.6009 0.10402 0.09285 -0.0539 0.7481 1.0000
9.500 0.6138 0.10591 0.09485 -0.0541 0.7343 1.0000
9.750 0.6304 0.10824 0.09731 -0.0549 0.7200 1.0000
10.000 0.6461 0.11057 0.09980 -0.0555 0.7052 1.0000
10.250 0.6531 0.11232 0.10168 -0.0553 0.6898 1.0000
10.500 0.6623 0.11394 0.10343 -0.0551 0.6702 1.0000
10.750 0.6892 0.11610 0.10575 -0.0562 0.6469 1.0000
11.000 0.7733 0.11007 0.10000 -0.0552 0.5671 1.0000
11.250 0.7925 0.11061 0.10073 -0.0547 0.5435 1.0000
11.500 0.8369 0.10981 0.10022 -0.0549 0.5219 1.0000
11.750 0.8465 0.11100 0.10158 -0.0542 0.5008 1.0000
12.000 0.8991 0.10860 0.09951 -0.0539 0.4803 1.0000
12.250 0.9032 0.11023 0.10132 -0.0529 0.4588 1.0000
12.500 0.9667 0.10470 0.09626 -0.0512 0.4388 1.0000
13.000 1.0394 0.09749 0.08979 -0.0464 0.3939 1.0000
13.250 1.2509 0.06319 0.05599 -0.0368 0.3211 1.0000
13.500 1.2646 0.06373 0.05613 -0.0341 0.2734 1.0000
13.750 1.2772 0.06524 0.05729 -0.0320 0.2329 1.0000
14.000 1.2956 0.06686 0.05850 -0.0304 0.1954 1.0000
14.250 1.3092 0.06933 0.06082 -0.0290 0.1674 1.0000
14.500 1.3136 0.07249 0.06411 -0.0276 0.1488 1.0000
14.750 1.3360 0.07525 0.06676 -0.0268 0.1273 1.0000
15.000 1.3439 0.07882 0.07046 -0.0258 0.1144 1.0000
15.250 1.3295 0.08310 0.07519 -0.0241 0.1094 1.0000
15.500 1.3359 0.08716 0.07936 -0.0233 0.1007 1.0000
15.750 1.3160 0.09202 0.08463 -0.0222 0.0986 1.0000
16.000 1.2977 0.09716 0.09010 -0.0216 0.0965 1.0000
16.250 1.3044 0.10115 0.09407 -0.0213 0.0893 1.0000
16.500 1.2811 0.10685 0.10010 -0.0214 0.0892 1.0000
16.750 1.2568 0.11299 0.10651 -0.0222 0.0893 1.0000
17.000 1.2335 0.11949 0.11324 -0.0237 0.0896 1.0000
17.250 1.2100 0.12646 0.12040 -0.0258 0.0900 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S832 Airfoil (s832-nr)