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

Polar data table (+)

Polar graphs


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