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

Polar data table (+)

Polar graphs


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