NREL's S835 Airfoil (s835-nr) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S835 Airfoil (s835-nr) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.68 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s835-nr-50000.txt Download as CSV file: xf-s835-nr-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S835 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.2924 0.12390 0.11446 -0.0048 1.0000 0.5040
-7.250 -0.2832 0.12221 0.11279 -0.0036 1.0000 0.5115
-7.000 -0.3284 0.12480 0.11545 0.0014 1.0000 0.5203
-6.750 -0.2905 0.11967 0.11031 0.0002 1.0000 0.5248
-6.500 -0.2807 0.11807 0.10873 0.0013 1.0000 0.5330
-6.250 -0.3240 0.12018 0.11090 0.0065 1.0000 0.5416
-6.000 -0.2898 0.11562 0.10634 0.0053 1.0000 0.5458
-5.750 -0.2790 0.11406 0.10480 0.0064 1.0000 0.5542
-5.500 -0.3208 0.11580 0.10661 0.0117 1.0000 0.5631
-5.250 -0.2851 0.11160 0.10241 0.0103 1.0000 0.5682
-5.000 -0.2782 0.11032 0.10115 0.0116 1.0000 0.5768
-4.750 -0.3165 0.11146 0.10235 0.0168 1.0000 0.5850
-4.500 -0.2814 0.10776 0.09865 0.0154 1.0000 0.5908
-4.250 -0.2815 0.10706 0.09798 0.0174 1.0000 0.6015
-4.000 -0.3039 0.10670 0.09767 0.0212 1.0000 0.6078
-3.750 -0.2785 0.10408 0.09506 0.0205 1.0000 0.6136
-3.500 -0.2872 0.10388 0.09489 0.0234 1.0000 0.6252
-3.250 -0.2960 0.10259 0.09364 0.0259 1.0000 0.6307
-3.000 -0.2735 0.10057 0.09165 0.0254 1.0000 0.6385
-2.750 -0.4306 0.09241 0.08335 0.0316 1.0000 0.5423
-2.500 -0.4249 0.09001 0.08094 0.0320 1.0000 0.5375
-2.250 -0.4376 0.08748 0.07842 0.0340 1.0000 0.5348
-2.000 -0.4640 0.08455 0.07549 0.0373 1.0000 0.5321
-1.750 -0.5048 0.08098 0.07192 0.0418 1.0000 0.5300
-1.500 -0.5284 0.07769 0.06862 0.0441 1.0000 0.5320
-1.250 -0.5536 0.07357 0.06445 0.0452 1.0000 0.5363
-1.000 -0.5742 0.06820 0.05899 0.0436 1.0000 0.5427
-0.750 -0.5582 0.06864 0.05948 0.0463 1.0000 0.5473
-0.500 -0.5523 0.06715 0.05798 0.0469 1.0000 0.5535
-0.250 -0.5537 0.06262 0.05332 0.0428 1.0000 0.5639
0.000 -0.5410 0.06311 0.05389 0.0460 1.0000 0.5685
0.250 -0.5302 0.06213 0.05291 0.0463 1.0000 0.5757
0.500 -0.5179 0.05948 0.05017 0.0427 1.0000 0.5862
0.750 -0.5069 0.05976 0.05052 0.0455 1.0000 0.5916
1.000 -0.4928 0.05879 0.04953 0.0445 1.0000 0.6009
1.250 -0.4776 0.05772 0.04844 0.0432 1.0000 0.6096
1.500 -0.4659 0.05779 0.04856 0.0450 1.0000 0.6164
1.750 -0.4441 0.05653 0.04723 0.0408 1.0000 0.6288
2.000 -0.4354 0.05682 0.04761 0.0438 1.0000 0.6345
2.250 -0.4206 0.05669 0.04750 0.0437 1.0000 0.6435
2.500 -0.4015 0.05638 0.04719 0.0420 0.9995 0.6535
2.750 -0.3749 0.05788 0.04875 0.0409 0.9925 0.6630
3.000 -0.3463 0.05818 0.04904 0.0371 0.9861 0.6745
3.250 -0.3201 0.06008 0.05101 0.0363 0.9782 0.6839
3.500 -0.2931 0.06024 0.05117 0.0329 0.9689 0.6959
3.750 -0.2758 0.06128 0.05229 0.0335 0.9622 0.7044
4.000 -0.2390 0.06288 0.05391 0.0288 0.9508 0.7175
4.250 -0.2296 0.06283 0.05395 0.0306 0.9414 0.7255
4.500 -0.2005 0.06396 0.05509 0.0270 0.9319 0.7381
4.750 -0.1758 0.06555 0.05678 0.0265 0.9196 0.7481
5.000 -0.1474 0.06652 0.05780 0.0238 0.9048 0.7603
5.250 -0.1353 0.06670 0.05805 0.0247 0.8916 0.7698
5.500 -0.1110 0.06759 0.05901 0.0228 0.8759 0.7813
5.750 -0.0858 0.06861 0.06010 0.0217 0.8571 0.7934
6.000 0.0260 0.06752 0.05901 0.0157 0.7540 0.8143
6.250 0.0585 0.06769 0.05926 0.0154 0.7355 0.8275
6.500 0.0698 0.06778 0.05942 0.0161 0.7183 0.8390
6.750 0.0892 0.06802 0.05973 0.0163 0.7003 0.8520
7.000 0.1058 0.06822 0.06001 0.0173 0.6835 0.8646
7.250 0.1287 0.06836 0.06023 0.0176 0.6660 0.8790
7.500 0.1564 0.06843 0.06039 0.0174 0.6491 0.8941
7.750 0.1933 0.06816 0.06023 0.0169 0.6324 0.9115
8.000 0.2263 0.06802 0.06023 0.0162 0.6148 0.9290
8.250 0.2580 0.06840 0.06075 0.0144 0.5954 0.9458
8.500 0.3208 0.06837 0.06092 0.0094 0.5742 0.9642
8.750 0.3765 0.06910 0.06186 0.0036 0.5503 0.9799
9.000 0.4183 0.06976 0.06269 -0.0005 0.5276 1.0000
9.250 0.4691 0.06682 0.05982 -0.0009 0.5132 1.0000
9.500 0.4899 0.06687 0.05994 -0.0013 0.4941 1.0000
9.750 0.5257 0.06620 0.05936 -0.0024 0.4747 1.0000
10.000 0.5778 0.06388 0.05716 -0.0035 0.4552 1.0000
10.250 0.8112 0.04400 0.03739 -0.0076 0.4282 1.0000
10.500 0.8872 0.04077 0.03390 -0.0103 0.3863 1.0000
10.750 0.9308 0.04039 0.03319 -0.0115 0.3485 1.0000
11.000 0.9683 0.04089 0.03328 -0.0127 0.3128 1.0000
11.250 0.9765 0.04268 0.03504 -0.0116 0.2884 1.0000
11.500 0.9960 0.04426 0.03645 -0.0115 0.2629 1.0000
11.750 1.0276 0.04587 0.03772 -0.0125 0.2373 1.0000
12.000 1.0421 0.04795 0.03975 -0.0121 0.2188 1.0000
12.250 1.0589 0.05013 0.04185 -0.0120 0.2021 1.0000
12.500 1.0793 0.05237 0.04400 -0.0122 0.1870 1.0000
12.750 1.0749 0.05510 0.04699 -0.0103 0.1780 1.0000
13.000 1.0839 0.05795 0.04991 -0.0097 0.1685 1.0000
13.250 1.1103 0.06036 0.05216 -0.0103 0.1575 1.0000
13.500 1.0869 0.06417 0.05638 -0.0077 0.1546 1.0000
13.750 1.0711 0.06803 0.06052 -0.0062 0.1508 1.0000
14.000 1.0900 0.07079 0.06318 -0.0064 0.1435 1.0000
14.250 1.0571 0.07587 0.06862 -0.0050 0.1428 1.0000
14.500 1.0191 0.08198 0.07505 -0.0047 0.1428 1.0000
14.750 0.9772 0.08934 0.08269 -0.0058 0.1435 1.0000
15.000 0.9328 0.09818 0.09175 -0.0085 0.1445 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S835 Airfoil (s835-nr)