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=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
<< 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)