Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il)