UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 11.17 at α=18.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-gu255118-il-100000.txt Download as CSV file: xf-gu255118-il-100000.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 = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3006 0.15001 0.14618 -0.0661 0.8516 0.1040
-8.000 -0.3007 0.14757 0.14374 -0.0663 0.8477 0.1069
-7.750 -0.3091 0.14493 0.14110 -0.0686 0.8451 0.1109
-7.500 -0.3500 0.14272 0.13895 -0.0739 0.8432 0.1130
-7.250 -0.3830 0.14063 0.13693 -0.0658 0.8328 0.1129
-7.000 -0.4310 0.13691 0.13315 -0.0689 0.8290 0.1134
-6.750 -0.3734 0.13384 0.13013 -0.0651 0.8285 0.1166
-6.500 -0.3588 0.13220 0.12845 -0.0650 0.8274 0.1204
-6.250 -0.4094 0.12988 0.12622 -0.0572 0.8175 0.1192
-6.000 -0.4153 0.12679 0.12310 -0.0576 0.8140 0.1225
-5.750 -0.4589 0.12009 0.11592 -0.0680 0.8111 0.1296
-5.500 -0.4824 0.11681 0.11274 -0.0614 0.8039 0.1300
-5.250 -0.4680 0.11418 0.11027 -0.0584 0.8007 0.1318
-5.000 -0.4550 0.11247 0.10859 -0.0566 0.7981 0.1354
-4.750 -0.4549 0.10747 0.10318 -0.0616 0.7958 0.1469
-4.500 -0.4321 0.10649 0.10235 -0.0603 0.7947 0.1515
-4.250 -0.4586 0.10359 0.09946 -0.0540 0.7862 0.1524
-4.000 -0.4522 0.09988 0.09547 -0.0556 0.7826 0.1648
-3.750 -0.4349 0.09845 0.09393 -0.0556 0.7805 0.1762
-3.500 -0.4180 0.09709 0.09210 -0.0576 0.7789 0.1962
-3.250 -0.4311 0.09380 0.08897 -0.0528 0.7738 0.1975
-3.000 -0.4222 0.09158 0.08687 -0.0505 0.7687 0.2021
-2.750 -0.4067 0.08978 0.08495 -0.0501 0.7657 0.2188
-2.500 -0.3879 0.08853 0.08362 -0.0498 0.7638 0.2374
-2.250 -0.3379 0.07958 0.07242 -0.0534 0.7627 0.1307
-2.000 -0.3441 0.07877 0.07196 -0.0501 0.7587 0.1414
-1.750 -0.3234 0.07369 0.06553 -0.0462 0.7535 0.0966
-1.500 -0.3014 0.07226 0.06381 -0.0453 0.7502 0.0932
-1.250 -0.2743 0.07142 0.06249 -0.0447 0.7481 0.0896
-1.000 -0.2442 0.07160 0.06228 -0.0449 0.7466 0.0889
-0.750 -0.2117 0.07267 0.06313 -0.0457 0.7457 0.0909
-0.500 -0.2320 0.07026 0.06069 -0.0397 0.7371 0.0914
-0.250 -0.2074 0.07030 0.06052 -0.0393 0.7338 0.0927
0.000 -0.1783 0.07080 0.06086 -0.0396 0.7316 0.0936
0.250 -0.1461 0.07191 0.06181 -0.0404 0.7302 0.0957
0.500 -0.1124 0.07359 0.06341 -0.0415 0.7293 0.1000
0.750 -0.1363 0.07098 0.06080 -0.0353 0.7199 0.1000
1.000 -0.1120 0.07147 0.06140 -0.0352 0.7169 0.1057
1.250 -0.0835 0.07258 0.06245 -0.0355 0.7149 0.1124
1.500 -0.0542 0.07410 0.06404 -0.0359 0.7137 0.1228
1.750 -0.0699 0.07270 0.06265 -0.0311 0.7063 0.1258
2.000 -0.0479 0.07311 0.06321 -0.0308 0.7022 0.1559
2.250 0.0832 0.07637 0.06911 -0.0560 0.7012 1.0000
2.500 0.1116 0.07817 0.07068 -0.0568 0.6990 1.0000
2.750 0.1440 0.08067 0.07297 -0.0582 0.6977 1.0000
3.000 0.1247 0.07962 0.07190 -0.0534 0.6890 1.0000
3.250 0.1477 0.08093 0.07306 -0.0536 0.6852 1.0000
3.500 0.1758 0.08281 0.07477 -0.0544 0.6831 1.0000
3.750 0.2086 0.08547 0.07727 -0.0559 0.6817 1.0000
4.000 0.1883 0.08448 0.07628 -0.0513 0.6727 1.0000
4.250 0.2117 0.08592 0.07761 -0.0516 0.6691 1.0000
4.500 0.2405 0.08796 0.07953 -0.0526 0.6670 1.0000
4.750 0.2754 0.09097 0.08241 -0.0544 0.6657 1.0000
5.000 0.2512 0.08968 0.08115 -0.0496 0.6559 1.0000
5.250 0.2760 0.09133 0.08271 -0.0501 0.6527 1.0000
5.500 0.3069 0.09370 0.08498 -0.0514 0.6508 1.0000
5.750 0.2944 0.09396 0.08526 -0.0483 0.6436 1.0000
6.000 0.3139 0.09530 0.08654 -0.0483 0.6388 1.0000
6.250 0.3419 0.09728 0.08845 -0.0493 0.6361 1.0000
6.500 0.3761 0.10025 0.09135 -0.0510 0.6346 1.0000
6.750 0.3535 0.09970 0.09084 -0.0471 0.6251 1.0000
7.000 0.3784 0.10141 0.09250 -0.0477 0.6216 1.0000
7.250 0.4107 0.10400 0.09504 -0.0491 0.6196 1.0000
7.500 0.3941 0.10436 0.09544 -0.0462 0.6114 1.0000
7.750 0.4160 0.10593 0.09699 -0.0465 0.6071 1.0000
8.000 0.4478 0.10832 0.09934 -0.0478 0.6046 1.0000
8.250 0.4348 0.10923 0.10029 -0.0456 0.5973 1.0000
8.500 0.4553 0.11072 0.10178 -0.0458 0.5922 1.0000
8.750 0.4872 0.11303 0.10407 -0.0471 0.5895 1.0000
9.000 0.4743 0.11423 0.10531 -0.0451 0.5825 1.0000
9.250 0.4953 0.11572 0.10681 -0.0454 0.5770 1.0000
9.500 0.5286 0.11813 0.10921 -0.0468 0.5743 1.0000
9.750 0.5128 0.11927 0.11041 -0.0448 0.5663 1.0000
10.000 0.5380 0.12085 0.11199 -0.0454 0.5613 1.0000
10.250 0.5755 0.12369 0.11485 -0.0471 0.5589 1.0000
10.500 0.5535 0.12435 0.11557 -0.0449 0.5494 1.0000
10.750 0.5876 0.12623 0.11746 -0.0460 0.5454 1.0000
11.000 0.5762 0.12795 0.11923 -0.0448 0.5375 1.0000
11.250 0.6050 0.12936 0.12068 -0.0456 0.5320 1.0000
11.500 0.6033 0.13165 0.12303 -0.0452 0.5268 1.0000
12.000 0.6285 0.13458 0.12604 -0.0452 0.5103 1.0000
12.250 0.6793 0.13069 0.12215 -0.0447 0.4803 1.0000
12.500 0.6989 0.13120 0.12270 -0.0446 0.4700 1.0000
12.750 0.7317 0.13094 0.12249 -0.0448 0.4630 1.0000
13.000 0.7327 0.13300 0.12462 -0.0445 0.4530 1.0000
13.250 0.7699 0.13245 0.12413 -0.0449 0.4480 1.0000
13.500 0.7668 0.13485 0.12660 -0.0445 0.4373 1.0000
13.750 0.8055 0.13406 0.12589 -0.0448 0.4331 1.0000
14.000 0.8002 0.13671 0.12862 -0.0445 0.4218 1.0000
14.250 0.8383 0.13584 0.12783 -0.0448 0.4182 1.0000
14.500 0.8306 0.13891 0.13097 -0.0446 0.4067 1.0000
14.750 0.8695 0.13773 0.12991 -0.0447 0.4033 1.0000
15.000 0.8615 0.14091 0.13316 -0.0446 0.3916 1.0000
15.250 0.9022 0.13910 0.13145 -0.0445 0.3882 1.0000
15.500 0.8938 0.14258 0.13501 -0.0446 0.3762 1.0000
15.750 0.9325 0.14062 0.13318 -0.0443 0.3731 1.0000
16.000 0.9243 0.14420 0.13683 -0.0445 0.3609 1.0000
16.250 0.9644 0.14164 0.13441 -0.0440 0.3580 1.0000
16.500 0.9566 0.14528 0.13812 -0.0442 0.3454 1.0000
16.750 0.9981 0.14207 0.13508 -0.0435 0.3427 1.0000
17.000 0.9901 0.14588 0.13896 -0.0438 0.3300 1.0000
17.250 1.0340 0.14185 0.13510 -0.0428 0.3276 1.0000
17.500 1.0263 0.14567 0.13901 -0.0432 0.3146 1.0000
17.750 1.0263 0.14848 0.14192 -0.0436 0.3034 1.0000
18.000 1.0660 0.14457 0.13818 -0.0424 0.2995 1.0000
18.250 1.1188 0.13809 0.13193 -0.0407 0.2980 1.0000
18.500 1.1897 0.12765 0.12172 -0.0384 0.2943 1.0000
18.750 1.2841 0.11494 0.10912 -0.0369 0.2808 1.0000
19.000 1.2882 0.11687 0.11109 -0.0366 0.2640 1.0000
19.250 1.2911 0.11903 0.11328 -0.0365 0.2463 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il)