NREL's S832 Airfoil (s832-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S832 Airfoil (s832-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.02 at α=13.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s832-nr-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s832-nr-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.1408 0.13890 0.13198 -0.0969 0.9365 0.0725
-11.500 -0.1416 0.13741 0.13051 -0.1001 0.9317 0.0735
-11.250 -0.1457 0.13612 0.12927 -0.1026 0.9258 0.0739
-11.000 -0.1286 0.13062 0.12377 -0.1041 0.9232 0.0750
-10.750 -0.1056 0.12546 0.11855 -0.1051 0.9213 0.0776
-10.500 -0.1015 0.12286 0.11597 -0.1049 0.9160 0.0803
-10.250 -0.0968 0.12032 0.11344 -0.1061 0.9113 0.0828
-10.000 -0.0918 0.11767 0.11077 -0.1089 0.9078 0.0861
-9.750 -0.1017 0.11676 0.10994 -0.1098 0.9013 0.0879
-9.500 -0.1121 0.11558 0.10883 -0.1121 0.8954 0.0887
-9.250 -0.1010 0.11125 0.10448 -0.1137 0.8928 0.0899
-9.000 -0.0863 0.10750 0.10071 -0.1113 0.8891 0.0933
-8.750 -0.0881 0.10562 0.09887 -0.1103 0.8833 0.0957
-8.500 -0.0861 0.10311 0.09637 -0.1117 0.8795 0.0992
-8.250 -0.1052 0.10244 0.09580 -0.1102 0.8723 0.1018
-8.000 -0.1292 0.10170 0.09512 -0.1110 0.8656 0.1033
-7.750 -0.1557 0.10153 0.09502 -0.1073 0.8579 0.1035
-7.500 -0.1800 0.10078 0.09426 -0.1062 0.8512 0.1040
-7.250 -0.1489 0.09519 0.08875 -0.1049 0.8507 0.1077
-7.000 -0.1654 0.09422 0.08783 -0.1010 0.8446 0.1089
-6.750 -0.1773 0.09277 0.08640 -0.0983 0.8389 0.1108
-6.500 -0.1814 0.09029 0.08389 -0.0988 0.8352 0.1152
-6.250 -0.2240 0.09154 0.08508 -0.0937 0.8266 0.1187
-6.000 -0.2216 0.08809 0.08166 -0.0925 0.8233 0.1212
-5.750 -0.2103 0.08484 0.07841 -0.0919 0.8209 0.1253
-5.500 -0.2248 0.08374 0.07731 -0.0879 0.8153 0.1277
-5.250 -0.2355 0.08210 0.07557 -0.0863 0.8107 0.1371
-5.000 -0.2264 0.07921 0.07264 -0.0854 0.8079 0.1418
-4.750 -0.1914 0.07287 0.06555 -0.0889 0.8057 0.0546
-4.500 -0.2004 0.07140 0.06399 -0.0848 0.8001 0.0519
-4.250 -0.1868 0.06883 0.06089 -0.0837 0.7966 0.0444
-4.000 -0.1726 0.06621 0.05808 -0.0833 0.7941 0.0436
-3.750 -0.1520 0.06355 0.05511 -0.0835 0.7921 0.0432
-3.500 -0.1421 0.06184 0.05310 -0.0818 0.7886 0.0431
-3.250 -0.1319 0.06030 0.05127 -0.0800 0.7848 0.0432
-3.000 -0.1124 0.05843 0.04902 -0.0794 0.7820 0.0434
-2.750 -0.0888 0.05653 0.04672 -0.0792 0.7799 0.0433
-2.500 -0.0617 0.05465 0.04443 -0.0794 0.7781 0.0427
-2.250 -0.0352 0.05303 0.04240 -0.0793 0.7761 0.0426
-2.000 -0.0252 0.05238 0.04149 -0.0769 0.7720 0.0427
-1.750 -0.0040 0.05146 0.04019 -0.0760 0.7691 0.0434
-1.500 0.0208 0.05053 0.03887 -0.0754 0.7669 0.0466
-1.250 0.0468 0.04959 0.03780 -0.0754 0.7649 0.0504
-1.000 0.0769 0.04873 0.03669 -0.0751 0.7632 0.0544
-0.750 0.0914 0.04876 0.03646 -0.0729 0.7597 0.0596
-0.500 0.1059 0.04845 0.03612 -0.0711 0.7564 0.0652
-0.250 0.1253 0.04837 0.03579 -0.0698 0.7537 0.0734
0.000 0.1480 0.04802 0.03534 -0.0693 0.7513 0.0879
0.250 0.1743 0.04762 0.03492 -0.0694 0.7493 0.1129
0.500 0.1925 0.04726 0.03492 -0.0688 0.7463 0.1794
0.750 0.2083 0.04577 0.03583 -0.0649 0.7432 1.0000
1.000 0.2229 0.04639 0.03607 -0.0635 0.7397 1.0000
1.250 0.2446 0.04697 0.03629 -0.0632 0.7368 1.0000
1.500 0.2703 0.04756 0.03656 -0.0635 0.7346 1.0000
1.750 0.2771 0.04841 0.03723 -0.0614 0.7301 1.0000
2.000 0.2918 0.04918 0.03779 -0.0604 0.7260 1.0000
2.250 0.3141 0.04988 0.03828 -0.0603 0.7229 1.0000
2.500 0.3408 0.05057 0.03877 -0.0609 0.7205 1.0000
2.750 0.3491 0.05150 0.03960 -0.0592 0.7155 1.0000
3.000 0.3656 0.05234 0.04030 -0.0585 0.7112 1.0000
3.250 0.3897 0.05310 0.04092 -0.0588 0.7080 1.0000
3.500 0.4188 0.05381 0.04150 -0.0596 0.7056 1.0000
3.750 0.4211 0.05491 0.04256 -0.0574 0.6989 1.0000
4.000 0.4430 0.05573 0.04330 -0.0574 0.6950 1.0000
4.250 0.4718 0.05645 0.04394 -0.0582 0.6920 1.0000
4.500 0.4777 0.05758 0.04505 -0.0565 0.6854 1.0000
4.750 0.4993 0.05841 0.04584 -0.0565 0.6809 1.0000
5.000 0.5284 0.05914 0.04653 -0.0574 0.6778 1.0000
5.250 0.5336 0.06031 0.04772 -0.0557 0.6702 1.0000
5.500 0.5579 0.06112 0.04852 -0.0560 0.6658 1.0000
5.750 0.5768 0.06204 0.04946 -0.0558 0.6605 1.0000
6.000 0.5914 0.06305 0.05052 -0.0551 0.6538 1.0000
6.250 0.6209 0.06370 0.05118 -0.0559 0.6500 1.0000
6.500 0.6274 0.06494 0.05248 -0.0545 0.6414 1.0000
6.750 0.6550 0.06558 0.05316 -0.0550 0.6368 1.0000
7.000 0.6647 0.06676 0.05441 -0.0540 0.6283 1.0000
7.250 0.6912 0.06737 0.05513 -0.0544 0.6230 1.0000
7.750 0.7294 0.06902 0.05696 -0.0538 0.6088 1.0000
8.250 0.7700 0.07043 0.05863 -0.0534 0.5940 1.0000
8.500 0.7788 0.07162 0.05993 -0.0523 0.5831 1.0000
8.750 0.7965 0.07236 0.06080 -0.0519 0.5744 1.0000
9.000 0.8218 0.07262 0.06126 -0.0518 0.5669 1.0000
9.250 0.8332 0.07358 0.06236 -0.0509 0.5556 1.0000
9.500 0.8503 0.07420 0.06314 -0.0503 0.5454 1.0000
9.750 0.8801 0.07385 0.06299 -0.0503 0.5380 1.0000
10.000 0.8924 0.07459 0.06389 -0.0493 0.5254 1.0000
10.250 0.9064 0.07517 0.06469 -0.0483 0.5128 1.0000
10.500 0.9219 0.07561 0.06532 -0.0474 0.5001 1.0000
10.750 0.9386 0.07588 0.06580 -0.0466 0.4870 1.0000
11.000 0.9560 0.07603 0.06617 -0.0456 0.4737 1.0000
11.250 0.9743 0.07601 0.06641 -0.0447 0.4597 1.0000
11.500 0.9932 0.07587 0.06651 -0.0437 0.4454 1.0000
12.000 1.0332 0.07495 0.06610 -0.0414 0.4152 1.0000
12.250 1.0566 0.07397 0.06542 -0.0402 0.3986 1.0000
12.500 1.0786 0.07317 0.06485 -0.0389 0.3783 1.0000
12.750 1.1050 0.07177 0.06362 -0.0374 0.3538 1.0000
13.000 1.1283 0.07085 0.06273 -0.0359 0.3230 1.0000
13.250 1.1424 0.07129 0.06311 -0.0345 0.2902 1.0000
13.500 1.1506 0.07261 0.06434 -0.0332 0.2592 1.0000
13.750 1.1544 0.07466 0.06628 -0.0321 0.2320 1.0000
14.000 1.1560 0.07709 0.06858 -0.0312 0.2082 1.0000
14.250 1.1569 0.07980 0.07127 -0.0305 0.1870 1.0000
14.500 1.1573 0.08261 0.07397 -0.0299 0.1683 1.0000
14.750 1.1579 0.08556 0.07697 -0.0295 0.1507 1.0000
15.000 1.1583 0.08858 0.08001 -0.0292 0.1350 1.0000
15.250 1.1594 0.09158 0.08303 -0.0290 0.1211 1.0000
15.500 1.1601 0.09470 0.08621 -0.0290 0.1084 1.0000
15.750 1.1614 0.09778 0.08936 -0.0290 0.0973 1.0000
16.000 1.1626 0.10093 0.09258 -0.0291 0.0875 1.0000
16.250 1.1643 0.10400 0.09571 -0.0293 0.0790 1.0000
16.500 1.1658 0.10738 0.09932 -0.0296 0.0710 1.0000
16.750 1.1672 0.11062 0.10260 -0.0300 0.0645 1.0000
17.000 1.1677 0.11425 0.10648 -0.0307 0.0588 1.0000
17.250 1.1688 0.11762 0.10991 -0.0313 0.0539 1.0000
17.500 1.1665 0.12201 0.11464 -0.0325 0.0501 1.0000
17.750 1.1656 0.12574 0.11844 -0.0337 0.0464 1.0000
18.000 1.1620 0.13035 0.12324 -0.0353 0.0436 1.0000
18.250 1.1526 0.13643 0.12966 -0.0378 0.0420 1.0000
18.500 1.1412 0.14310 0.13662 -0.0410 0.0407 1.0000
18.750 1.1283 0.15038 0.14414 -0.0448 0.0401 1.0000
19.000 1.1117 0.15903 0.15301 -0.0497 0.0401 1.0000
19.250 1.0901 0.16987 0.16403 -0.0563 0.0408 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S832 Airfoil (s832-nr)