UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.72 at α=17.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-gu255118-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-gu255118-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.750 0.0963 0.14714 0.13877 -0.1403 0.7714 0.1062
-14.500 0.0904 0.14677 0.13842 -0.1420 0.7697 0.1082
-14.250 0.0826 0.14642 0.13811 -0.1435 0.7679 0.1088
-14.000 0.0964 0.14205 0.13378 -0.1440 0.7654 0.1098
-13.750 0.1179 0.13754 0.12924 -0.1441 0.7630 0.1128
-13.500 0.1270 0.13516 0.12686 -0.1447 0.7608 0.1171
-13.250 0.1262 0.13383 0.12555 -0.1458 0.7589 0.1219
-13.000 0.1140 0.13373 0.12550 -0.1474 0.7573 0.1240
-12.750 0.1205 0.13054 0.12232 -0.1482 0.7557 0.1255
-12.500 0.1418 0.12646 0.11816 -0.1484 0.7541 0.1282
-12.250 0.1512 0.12389 0.11555 -0.1490 0.7527 0.1312
-12.000 0.1529 0.12221 0.11393 -0.1491 0.7505 0.1341
-11.750 0.1483 0.12101 0.11280 -0.1495 0.7482 0.1377
-11.500 0.1286 0.12104 0.11295 -0.1504 0.7460 0.1401
-11.250 0.1175 0.11997 0.11195 -0.1509 0.7438 0.1405
-11.000 0.1315 0.11629 0.10826 -0.1506 0.7421 0.1414
-10.750 0.1417 0.11337 0.10533 -0.1504 0.7405 0.1424
-10.250 0.1204 0.10335 0.09525 -0.1549 0.7378 0.0799
-10.000 0.1201 0.10096 0.09285 -0.1550 0.7365 0.0796
-9.750 0.1126 0.10027 0.09229 -0.1528 0.7342 0.0789
-9.500 0.1024 0.09955 0.09167 -0.1505 0.7319 0.0780
-9.250 0.0884 0.09888 0.09111 -0.1481 0.7297 0.0770
-9.000 0.0713 0.09819 0.09052 -0.1456 0.7275 0.0761
-8.750 0.0522 0.09713 0.08955 -0.1432 0.7254 0.0748
-8.500 0.0304 0.09555 0.08803 -0.1412 0.7233 0.0734
-8.000 -0.1513 0.10061 0.09355 -0.1200 0.7157 0.0682
-7.750 -0.1860 0.10237 0.09545 -0.1125 0.7138 0.0680
-7.500 -0.2149 0.10231 0.09544 -0.1072 0.7119 0.0678
-7.250 -0.2365 0.10120 0.09436 -0.1032 0.7102 0.0674
-7.000 -0.2592 0.09951 0.09263 -0.0997 0.7088 0.0673
-6.750 -0.2754 0.09788 0.09097 -0.0965 0.7079 0.0669
-6.500 -0.2927 0.09585 0.08885 -0.0935 0.7072 0.0668
-6.250 -0.3045 0.09373 0.08662 -0.0909 0.7065 0.0665
-6.000 -0.3116 0.09099 0.08369 -0.0889 0.7056 0.0663
-5.750 -0.3134 0.08807 0.08053 -0.0873 0.7047 0.0660
-5.500 -0.3300 0.08697 0.07932 -0.0831 0.7031 0.0658
-5.250 -0.3368 0.08517 0.07733 -0.0802 0.7023 0.0654
-5.000 -0.3400 0.08324 0.07517 -0.0776 0.7017 0.0650
-4.750 -0.3413 0.08135 0.07301 -0.0751 0.7004 0.0647
-4.500 -0.3391 0.07943 0.07076 -0.0728 0.6990 0.0644
-4.250 -0.3337 0.07755 0.06853 -0.0706 0.6976 0.0643
-4.000 -0.3262 0.07590 0.06651 -0.0687 0.6968 0.0644
-3.750 -0.3165 0.07450 0.06474 -0.0668 0.6958 0.0650
-3.500 -0.3039 0.07316 0.06297 -0.0652 0.6944 0.0662
-3.250 -0.2882 0.07196 0.06126 -0.0637 0.6929 0.0676
-3.000 -0.2699 0.07092 0.05983 -0.0626 0.6915 0.0685
-2.750 -0.2494 0.07000 0.05866 -0.0620 0.6903 0.0693
-2.500 -0.2287 0.06936 0.05779 -0.0613 0.6894 0.0703
-2.250 -0.2164 0.06904 0.05730 -0.0597 0.6879 0.0712
-2.000 -0.2109 0.06885 0.05698 -0.0572 0.6854 0.0721
-1.750 -0.1988 0.06871 0.05670 -0.0556 0.6833 0.0740
-1.500 -0.1838 0.06866 0.05648 -0.0543 0.6817 0.0765
-1.250 -0.1667 0.06870 0.05628 -0.0532 0.6801 0.0794
-1.000 -0.1461 0.06863 0.05612 -0.0526 0.6781 0.0819
-0.750 -0.1226 0.06867 0.05609 -0.0525 0.6761 0.0847
-0.500 -0.0936 0.06888 0.05613 -0.0529 0.6743 0.0885
0.000 -0.0669 0.06961 0.05667 -0.0506 0.6697 0.0988
0.250 -0.0538 0.07000 0.05698 -0.0494 0.6669 0.1061
0.500 -0.0351 0.07031 0.05725 -0.0488 0.6641 0.1161
0.750 -0.0119 0.07062 0.05758 -0.0489 0.6616 0.1393
1.000 0.0160 0.06946 0.05849 -0.0506 0.6600 0.5036
1.250 0.1102 0.07133 0.06113 -0.0644 0.6581 1.0000
1.500 0.1119 0.07215 0.06176 -0.0619 0.6540 1.0000
1.750 0.1219 0.07301 0.06240 -0.0604 0.6503 1.0000
2.000 0.1382 0.07396 0.06310 -0.0596 0.6474 1.0000
2.250 0.1582 0.07497 0.06386 -0.0593 0.6450 1.0000
2.500 0.1845 0.07602 0.06466 -0.0596 0.6427 1.0000
2.750 0.1866 0.07689 0.06541 -0.0574 0.6376 1.0000
3.000 0.1988 0.07790 0.06626 -0.0563 0.6340 1.0000
3.250 0.2172 0.07894 0.06713 -0.0559 0.6309 1.0000
3.500 0.2418 0.07999 0.06799 -0.0561 0.6282 1.0000
3.750 0.2517 0.08099 0.06887 -0.0548 0.6234 1.0000
4.000 0.2614 0.08206 0.06984 -0.0536 0.6191 1.0000
4.250 0.2798 0.08313 0.07079 -0.0533 0.6156 1.0000
4.500 0.3049 0.08421 0.07172 -0.0535 0.6128 1.0000
4.750 0.3121 0.08530 0.07274 -0.0522 0.6075 1.0000
5.000 0.3238 0.08642 0.07379 -0.0513 0.6030 1.0000
5.250 0.3444 0.08752 0.07478 -0.0512 0.5995 1.0000
5.500 0.3715 0.08862 0.07577 -0.0517 0.5968 1.0000
5.750 0.3705 0.08979 0.07693 -0.0497 0.5900 1.0000
6.000 0.3876 0.09092 0.07799 -0.0494 0.5858 1.0000
6.250 0.4118 0.09202 0.07901 -0.0497 0.5827 1.0000
6.500 0.4180 0.09324 0.08022 -0.0485 0.5767 1.0000
6.750 0.4315 0.09445 0.08140 -0.0479 0.5719 1.0000
7.000 0.4546 0.09550 0.08240 -0.0481 0.5683 1.0000
7.250 0.4647 0.09676 0.08364 -0.0473 0.5628 1.0000
7.500 0.4761 0.09802 0.08489 -0.0467 0.5574 1.0000
7.750 0.4983 0.09909 0.08594 -0.0468 0.5538 1.0000
8.000 0.5086 0.10039 0.08724 -0.0461 0.5482 1.0000
8.250 0.5204 0.10165 0.08851 -0.0456 0.5425 1.0000
8.500 0.5434 0.10267 0.08953 -0.0458 0.5390 1.0000
8.750 0.5492 0.10414 0.09103 -0.0449 0.5325 1.0000
9.000 0.5652 0.10530 0.09221 -0.0447 0.5273 1.0000
9.250 0.5903 0.10623 0.09313 -0.0451 0.5242 1.0000
9.500 0.5905 0.10793 0.09489 -0.0440 0.5163 1.0000
9.750 0.6116 0.10891 0.09590 -0.0442 0.5121 1.0000
10.000 0.6198 0.11041 0.09744 -0.0436 0.5058 1.0000
10.250 0.6351 0.11161 0.09868 -0.0434 0.5004 1.0000
10.500 0.6608 0.11238 0.09950 -0.0438 0.4972 1.0000
10.750 0.6604 0.11425 0.10144 -0.0429 0.4886 1.0000
11.000 0.6831 0.11511 0.10236 -0.0431 0.4848 1.0000
11.250 0.6867 0.11691 0.10422 -0.0425 0.4770 1.0000
11.500 0.7058 0.11793 0.10530 -0.0426 0.4723 1.0000
11.750 0.7168 0.11938 0.10685 -0.0424 0.4661 1.0000
12.000 0.7295 0.12072 0.10826 -0.0422 0.4596 1.0000
12.250 0.7551 0.12127 0.10889 -0.0425 0.4561 1.0000
12.500 0.7536 0.12354 0.11125 -0.0420 0.4469 1.0000
12.750 0.7765 0.12417 0.11198 -0.0421 0.4426 1.0000
13.000 0.7796 0.12624 0.11414 -0.0418 0.4344 1.0000
13.250 0.7982 0.12713 0.11513 -0.0419 0.4289 1.0000
13.750 0.8202 0.13008 0.11831 -0.0417 0.4151 1.0000
14.000 0.8460 0.13020 0.11854 -0.0418 0.4114 1.0000
14.250 0.8431 0.13289 0.12133 -0.0416 0.4011 1.0000
14.750 0.8657 0.13574 0.12444 -0.0416 0.3869 1.0000
15.000 0.8883 0.13598 0.12480 -0.0416 0.3824 1.0000
15.250 0.8877 0.13863 0.12757 -0.0416 0.3724 1.0000
15.500 0.9101 0.13873 0.12781 -0.0416 0.3675 1.0000
15.750 0.9095 0.14150 0.13071 -0.0418 0.3575 1.0000
16.000 0.9320 0.14143 0.13080 -0.0416 0.3525 1.0000
16.250 0.9310 0.14433 0.13381 -0.0419 0.3422 1.0000
16.500 0.9537 0.14413 0.13378 -0.0417 0.3373 1.0000
17.000 0.9767 0.14653 0.13649 -0.0418 0.3218 1.0000
17.250 0.9738 0.14976 0.13983 -0.0424 0.3105 1.0000
17.500 0.9999 0.14877 0.13903 -0.0419 0.3063 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il)