UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 10.74 at α=17° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-gu255118-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-gu255118-il-100000-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 = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 0.1449 0.12309 0.11588 -0.1483 0.7018 0.0634
-13.250 0.1433 0.12114 0.11396 -0.1497 0.7001 0.0667
-13.000 0.1331 0.11951 0.11238 -0.1518 0.6986 0.0678
-12.750 0.1268 0.11726 0.11018 -0.1536 0.6971 0.0681
-12.500 0.1247 0.11464 0.10758 -0.1551 0.6957 0.0683
-12.250 0.1468 0.11044 0.10334 -0.1544 0.6941 0.0692
-12.000 0.1607 0.10761 0.10047 -0.1544 0.6927 0.0701
-11.750 0.1695 0.10506 0.09789 -0.1549 0.6915 0.0710
-11.500 0.1758 0.10254 0.09536 -0.1555 0.6905 0.0720
-11.250 0.1807 0.10006 0.09285 -0.1563 0.6894 0.0729
-11.000 0.1844 0.09767 0.09047 -0.1569 0.6884 0.0746
-10.500 0.1456 0.08547 0.07842 -0.1624 0.6861 0.0488
-10.250 0.1553 0.08372 0.07669 -0.1618 0.6848 0.0482
-10.000 0.1565 0.08113 0.07415 -0.1620 0.6834 0.0475
-9.750 0.1549 0.07831 0.07138 -0.1624 0.6821 0.0466
-9.500 0.1482 0.07487 0.06799 -0.1633 0.6809 0.0457
-9.000 0.0235 0.05882 0.05179 -0.1668 0.6782 0.0413
-8.750 0.0098 0.05716 0.05008 -0.1636 0.6770 0.0411
-8.500 -0.0015 0.05529 0.04810 -0.1607 0.6759 0.0409
-8.250 -0.0133 0.05325 0.04589 -0.1574 0.6749 0.0409
-8.000 -0.0223 0.05117 0.04358 -0.1541 0.6740 0.0408
-7.750 -0.0269 0.04930 0.04149 -0.1510 0.6730 0.0408
-7.500 -0.0390 0.04826 0.04033 -0.1461 0.6708 0.0408
-7.250 -0.0495 0.04728 0.03916 -0.1412 0.6685 0.0410
-7.000 -0.0576 0.04638 0.03808 -0.1365 0.6664 0.0415
-6.750 -0.0596 0.04572 0.03733 -0.1327 0.6647 0.0419
-6.500 -0.0569 0.04534 0.03694 -0.1295 0.6632 0.0426
-6.250 -0.0555 0.04475 0.03621 -0.1260 0.6617 0.0431
-6.000 -0.0526 0.04401 0.03528 -0.1226 0.6605 0.0435
-5.750 -0.0475 0.04310 0.03412 -0.1194 0.6594 0.0439
-5.500 -0.1948 0.05178 0.04344 -0.0948 0.6485 0.0421
-5.250 -0.1972 0.05196 0.04353 -0.0913 0.6466 0.0426
-5.000 -0.1920 0.05157 0.04296 -0.0886 0.6454 0.0431
-4.750 -0.1823 0.05089 0.04204 -0.0864 0.6444 0.0436
-4.500 -0.1679 0.04993 0.04079 -0.0846 0.6435 0.0438
-4.250 -0.1493 0.04893 0.03949 -0.0833 0.6428 0.0443
-4.000 -0.1834 0.05170 0.04230 -0.0764 0.6383 0.0443
-3.750 -0.1856 0.05230 0.04275 -0.0730 0.6361 0.0445
-3.500 -0.1768 0.05220 0.04246 -0.0708 0.6340 0.0450
-3.250 -0.1625 0.05189 0.04194 -0.0691 0.6323 0.0456
-3.000 -0.1469 0.05172 0.04158 -0.0677 0.6311 0.0464
-2.750 -0.1294 0.05161 0.04125 -0.0664 0.6301 0.0480
-2.500 -0.1084 0.05127 0.04077 -0.0656 0.6290 0.0494
-2.250 -0.0858 0.05090 0.04036 -0.0650 0.6281 0.0507
-2.000 -0.0610 0.05054 0.03993 -0.0646 0.6273 0.0519
-1.750 -0.0765 0.05220 0.04160 -0.0601 0.6232 0.0523
-1.500 -0.0723 0.05287 0.04224 -0.0576 0.6203 0.0531
-1.250 -0.0581 0.05306 0.04238 -0.0560 0.6179 0.0544
-1.000 -0.0404 0.05318 0.04242 -0.0549 0.6162 0.0562
-0.750 -0.0220 0.05330 0.04249 -0.0538 0.6149 0.0588
-0.500 -0.0019 0.05342 0.04261 -0.0530 0.6137 0.0618
-0.250 0.0211 0.05347 0.04258 -0.0523 0.6127 0.0659
0.000 0.0460 0.05344 0.04247 -0.0519 0.6118 0.0701
0.250 0.0267 0.05526 0.04432 -0.0473 0.6052 0.0707
0.500 0.0403 0.05580 0.04483 -0.0459 0.6029 0.0764
0.750 0.0600 0.05604 0.04510 -0.0451 0.6009 0.0913
1.000 0.0833 0.05593 0.04529 -0.0449 0.5993 0.1551
1.250 0.1214 0.05484 0.04621 -0.0481 0.5983 0.6505
1.750 0.2747 0.05749 0.04918 -0.0703 0.5969 1.0000
2.250 0.2729 0.06044 0.05200 -0.0652 0.5869 1.0000
2.500 0.2941 0.06101 0.05242 -0.0648 0.5849 1.0000
2.750 0.3169 0.06158 0.05284 -0.0645 0.5834 1.0000
3.000 0.3419 0.06205 0.05318 -0.0645 0.5823 1.0000
3.500 0.3485 0.06482 0.05585 -0.0606 0.5721 1.0000
3.750 0.3695 0.06547 0.05639 -0.0603 0.5700 1.0000
4.000 0.3939 0.06595 0.05676 -0.0602 0.5684 1.0000
4.250 0.4203 0.06634 0.05704 -0.0603 0.5671 1.0000
4.750 0.4279 0.06923 0.05988 -0.0569 0.5563 1.0000
5.000 0.4518 0.06970 0.06028 -0.0569 0.5543 1.0000
5.250 0.4781 0.07005 0.06055 -0.0570 0.5528 1.0000
5.750 0.4897 0.07286 0.06333 -0.0542 0.5421 1.0000
6.000 0.5132 0.07334 0.06376 -0.0542 0.5400 1.0000
6.250 0.5387 0.07373 0.06410 -0.0543 0.5386 1.0000
6.750 0.5532 0.07645 0.06682 -0.0519 0.5276 1.0000
7.000 0.5770 0.07688 0.06722 -0.0519 0.5257 1.0000
7.250 0.6028 0.07719 0.06751 -0.0521 0.5242 1.0000
7.500 0.5965 0.07941 0.06976 -0.0501 0.5154 1.0000
7.750 0.6188 0.07988 0.07022 -0.0500 0.5129 1.0000
8.000 0.6434 0.08022 0.07055 -0.0501 0.5112 1.0000
8.500 0.6618 0.08283 0.07321 -0.0484 0.5001 1.0000
8.750 0.6861 0.08312 0.07351 -0.0484 0.4982 1.0000
9.250 0.7058 0.08574 0.07619 -0.0470 0.4870 1.0000
9.500 0.7297 0.08598 0.07646 -0.0470 0.4850 1.0000
9.750 0.7557 0.08601 0.07651 -0.0471 0.4835 1.0000
10.000 0.7499 0.08864 0.07920 -0.0457 0.4735 1.0000
10.250 0.7739 0.08879 0.07938 -0.0457 0.4714 1.0000
10.500 0.7998 0.08874 0.07937 -0.0458 0.4699 1.0000
10.750 0.7940 0.09151 0.08221 -0.0445 0.4595 1.0000
11.000 0.8175 0.09166 0.08240 -0.0445 0.4573 1.0000
11.250 0.8432 0.09153 0.08232 -0.0446 0.4557 1.0000
11.500 0.8371 0.09453 0.08541 -0.0434 0.4451 1.0000
11.750 0.8609 0.09452 0.08546 -0.0434 0.4427 1.0000
12.000 0.8866 0.09431 0.08531 -0.0435 0.4410 1.0000
12.500 0.9049 0.09726 0.08843 -0.0424 0.4276 1.0000
12.750 0.9311 0.09688 0.08811 -0.0424 0.4260 1.0000
13.000 0.9246 0.10014 0.09146 -0.0415 0.4146 1.0000
13.250 0.9496 0.09981 0.09121 -0.0415 0.4124 1.0000
13.750 0.9698 0.10262 0.09422 -0.0407 0.3989 1.0000
14.750 1.0180 0.10728 0.09928 -0.0396 0.3738 1.0000
15.000 1.0380 0.10736 0.09946 -0.0394 0.3696 1.0000
15.250 1.0642 0.10653 0.09874 -0.0393 0.3673 1.0000
15.750 1.0877 0.10875 0.10120 -0.0388 0.3533 1.0000
16.000 1.1173 0.10743 0.10000 -0.0387 0.3512 1.0000
16.500 1.1444 0.10910 0.10191 -0.0382 0.3365 1.0000
17.000 1.1788 0.10973 0.10276 -0.0378 0.3208 1.0000
17.250 1.1792 0.11240 0.10552 -0.0375 0.3080 1.0000
17.500 1.1879 0.11387 0.10708 -0.0373 0.2952 1.0000
17.750 1.2008 0.11476 0.10804 -0.0372 0.2818 1.0000
18.000 1.2147 0.11547 0.10875 -0.0370 0.2658 1.0000
18.250 1.2274 0.11630 0.10952 -0.0368 0.2479 1.0000
18.500 1.2304 0.11856 0.11172 -0.0367 0.2278 1.0000
18.750 1.2323 0.12100 0.11409 -0.0366 0.2079 1.0000
19.000 1.2314 0.12377 0.11672 -0.0367 0.1861 1.0000
19.250 1.2279 0.12702 0.11990 -0.0369 0.1660 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il)