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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 17.36 at α=16.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-gu255118-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-gu255118-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -15.250   0.1330   0.13536   0.12975  -0.1501   0.7193   0.0417
 -15.000   0.1312   0.13324   0.12763  -0.1521   0.7179   0.0434
 -14.750   0.1160   0.13199   0.12641  -0.1548   0.7169   0.0439
 -14.500   0.1378   0.12737   0.12174  -0.1548   0.7153   0.0445
 -14.250   0.1550   0.12461   0.11892  -0.1552   0.7138   0.0456
 -14.000   0.1641   0.12225   0.11656  -0.1560   0.7125   0.0469
 -13.750   0.1703   0.11986   0.11420  -0.1569   0.7112   0.0481
 -13.500   0.1739   0.11743   0.11180  -0.1580   0.7099   0.0499
 -13.250   0.1617   0.11562   0.11005  -0.1603   0.7086   0.0515
 -13.000   0.1464   0.11339   0.10789  -0.1629   0.7074   0.0519
 -12.750   0.1707   0.10926   0.10373  -0.1620   0.7058   0.0527
 -12.500   0.1886   0.10690   0.10135  -0.1617   0.7042   0.0541
 -12.250   0.1966   0.10463   0.09907  -0.1623   0.7029   0.0551
 -12.000   0.2024   0.10233   0.09677  -0.1631   0.7018   0.0566
 -11.750   0.1881   0.10008   0.09457  -0.1655   0.7008   0.0606
 -11.500   0.1691   0.09744   0.09200  -0.1684   0.7000   0.0612
 -11.250   0.1884   0.09368   0.08821  -0.1675   0.6991   0.0622
 -11.000   0.2065   0.09175   0.08623  -0.1670   0.6980   0.0635
 -10.750   0.2156   0.08981   0.08427  -0.1671   0.6971   0.0649
 -10.500   0.2193   0.08768   0.08220  -0.1673   0.6962   0.0666
 -10.250   0.2174   0.08533   0.07991  -0.1680   0.6953   0.0691
 -10.000   0.1800   0.08180   0.07655  -0.1722   0.6943   0.0719
  -9.750   0.1357   0.07678   0.07164  -0.1770   0.6932   0.0721
  -9.500   0.1892   0.07600   0.07085  -0.1710   0.6924   0.0739
  -9.250   0.2004   0.07456   0.06943  -0.1700   0.6913   0.0752
  -9.000   0.2044   0.07277   0.06768  -0.1696   0.6903   0.0770
  -8.750   0.1997   0.07038   0.06535  -0.1699   0.6894   0.0792
  -8.500   0.1757   0.06647   0.06154  -0.1722   0.6884   0.0819
  -8.250   0.1337   0.06318   0.05828  -0.1717   0.6874   0.0829
  -8.000   0.0745   0.06268   0.05762  -0.1654   0.6864   0.0842
  -7.750   0.0989   0.04853   0.04399  -0.1571   0.6842   0.0869
  -7.500   0.1050   0.04707   0.04255  -0.1555   0.6835   0.0883
  -7.250   0.1029   0.04569   0.04117  -0.1532   0.6829   0.0902
  -7.000   0.0919   0.04428   0.03971  -0.1502   0.6822   0.0934
  -6.750   0.0414   0.04502   0.04001  -0.1417   0.6813   0.0984
  -6.500  -0.2462   0.08331   0.07948  -0.1025   0.6842   0.0737
  -6.250  -0.2277   0.08114   0.07733  -0.1022   0.6833   0.0751
  -6.000  -0.2138   0.07880   0.07491  -0.1018   0.6825   0.0771
  -5.000  -0.3922   0.08716   0.08333  -0.0720   0.7052   0.0747
  -4.750  -0.3820   0.08540   0.08153  -0.0709   0.7028   0.0763
  -4.500  -0.3676   0.08336   0.07933  -0.0703   0.7010   0.0796
  -4.250  -0.3563   0.07949   0.07488  -0.0696   0.6998   0.0866
  -4.000  -0.3340   0.07790   0.07332  -0.0699   0.6989   0.0887
  -3.750  -0.3105   0.07687   0.07213  -0.0700   0.6982   0.0939
  -3.500  -0.2895   0.07501   0.06994  -0.0699   0.6977   0.1022
  -3.250  -0.2626   0.07454   0.06939  -0.0703   0.6973   0.1076
  -2.000  -0.2636   0.06217   0.05464  -0.0476   0.6744   0.0571
  -1.750  -0.2437   0.06164   0.05388  -0.0464   0.6714   0.0573
  -1.500  -0.2185   0.06126   0.05327  -0.0458   0.6694   0.0580
  -1.250  -0.1904   0.06099   0.05278  -0.0456   0.6681   0.0577
  -1.000  -0.1607   0.06112   0.05275  -0.0457   0.6672   0.0581
  -0.750  -0.1298   0.06152   0.05302  -0.0461   0.6665   0.0590
  -0.500  -0.1282   0.06236   0.05380  -0.0434   0.6643   0.0597
  -0.250  -0.0761   0.06318   0.05455  -0.0463   0.6652   0.0628
   0.000  -0.1092   0.06169   0.05303  -0.0391   0.6529   0.0621
   0.250  -0.0814   0.06197   0.05335  -0.0391   0.6518   0.0642
   0.500  -0.0522   0.06266   0.05404  -0.0393   0.6510   0.0668
   0.750  -0.0208   0.06362   0.05497  -0.0399   0.6505   0.0698
   1.000   0.0115   0.06476   0.05612  -0.0406   0.6500   0.0748
   1.250   0.1649   0.06557   0.06052  -0.0708   0.6500   0.9590
   1.500  -0.0018   0.06423   0.05558  -0.0331   0.6363   0.0802
   1.750   0.0280   0.06508   0.05645  -0.0335   0.6354   0.0928
   2.000   0.0467   0.06374   0.05762  -0.0317   0.6349   0.6731
   2.250   0.1600   0.06823   0.06282  -0.0599   0.6248   1.0000
   2.500   0.1856   0.06905   0.06349  -0.0600   0.6226   1.0000
   2.750   0.2142   0.07001   0.06431  -0.0605   0.6211   1.0000
   3.000   0.2470   0.07117   0.06534  -0.0614   0.6201   1.0000
   3.250   0.2837   0.07257   0.06661  -0.0629   0.6194   1.0000
   3.500   0.2501   0.07299   0.06707  -0.0572   0.6074   1.0000
   3.750   0.2798   0.07390   0.06787  -0.0578   0.6058   1.0000
   4.000   0.3143   0.07497   0.06884  -0.0589   0.6047   1.0000
   4.250   0.3551   0.07628   0.07004  -0.0606   0.6039   1.0000
   4.500   0.3237   0.07674   0.07054  -0.0555   0.5914   1.0000
   4.750   0.3620   0.07736   0.07106  -0.0567   0.5898   1.0000
   5.000   0.3555   0.07815   0.07184  -0.0540   0.5781   1.0000
   5.250   0.4143   0.07707   0.07063  -0.0563   0.5749   1.0000
   5.500   0.4202   0.07712   0.07064  -0.0544   0.5623   1.0000
   5.750   0.4582   0.07701   0.07046  -0.0553   0.5606   1.0000
   6.000   0.4974   0.07707   0.07045  -0.0565   0.5596   1.0000
   6.250   0.4817   0.07873   0.07213  -0.0534   0.5478   1.0000
   6.500   0.5160   0.07868   0.07203  -0.0541   0.5462   1.0000
   6.750   0.5526   0.07863   0.07194  -0.0550   0.5452   1.0000
   7.000   0.5370   0.08080   0.07414  -0.0522   0.5340   1.0000
   7.250   0.5685   0.08080   0.07411  -0.0527   0.5324   1.0000
   7.500   0.6026   0.08069   0.07397  -0.0534   0.5313   1.0000
   7.750   0.6369   0.08070   0.07396  -0.0542   0.5306   1.0000
   8.000   0.6204   0.08302   0.07632  -0.0515   0.5189   1.0000
   8.250   0.6527   0.08288   0.07616  -0.0521   0.5178   1.0000
   8.500   0.6854   0.08278   0.07606  -0.0527   0.5170   1.0000
   8.750   0.6710   0.08542   0.07874  -0.0504   0.5057   1.0000
   9.000   0.7032   0.08511   0.07843  -0.0509   0.5044   1.0000
   9.250   0.7340   0.08497   0.07829  -0.0513   0.5036   1.0000
   9.500   0.7245   0.08749   0.08085  -0.0495   0.4926   1.0000
   9.750   0.7538   0.08731   0.08070  -0.0498   0.4912   1.0000
  10.000   0.7844   0.08695   0.08035  -0.0502   0.4902   1.0000
  10.250   0.8153   0.08657   0.08000  -0.0506   0.4894   1.0000
  10.500   0.8042   0.08947   0.08295  -0.0489   0.4778   1.0000
  10.750   0.8158   0.09065   0.08417  -0.0483   0.4721   1.0000
  11.000   0.8614   0.08875   0.08228  -0.0493   0.4750   1.0000
  11.250   0.8559   0.09137   0.08496  -0.0480   0.4642   1.0000
  11.500   0.8851   0.09081   0.08445  -0.0482   0.4630   1.0000
  11.750   0.9157   0.09009   0.08377  -0.0485   0.4621   1.0000
  12.000   0.9070   0.09320   0.08692  -0.0471   0.4504   1.0000
  12.250   0.9365   0.09246   0.08625  -0.0473   0.4490   1.0000
  12.500   0.9676   0.09154   0.08538  -0.0475   0.4481   1.0000
  12.750   0.9989   0.09051   0.08441  -0.0478   0.4472   1.0000
  13.500   1.0162   0.09562   0.08972  -0.0457   0.4228   1.0000
  13.750   1.0458   0.09464   0.08881  -0.0458   0.4212   1.0000
  14.000   1.0766   0.09343   0.08770  -0.0459   0.4199   1.0000
  14.250   1.0809   0.09537   0.08970  -0.0452   0.4112   1.0000
  14.500   1.1069   0.09465   0.08907  -0.0452   0.4080   1.0000
  14.750   1.1396   0.09307   0.08759  -0.0454   0.4066   1.0000
  15.000   1.1764   0.09088   0.08549  -0.0457   0.4059   1.0000
  15.250   1.2231   0.08742   0.08213  -0.0464   0.4054   1.0000
  15.500   1.2860   0.08210   0.07689  -0.0477   0.4041   1.0000
  15.750   1.2964   0.08322   0.07807  -0.0472   0.3925   1.0000
  16.000   1.3386   0.08074   0.07564  -0.0479   0.3845   1.0000
  16.250   1.3735   0.07912   0.07401  -0.0484   0.3721   1.0000
  16.500   1.3820   0.08051   0.07540  -0.0477   0.3550   1.0000
  16.750   1.3881   0.08216   0.07703  -0.0469   0.3354   1.0000
  17.000   1.3987   0.08320   0.07791  -0.0463   0.3125   1.0000
  17.250   1.3971   0.08573   0.08038  -0.0453   0.2907   1.0000
  17.500   1.3949   0.08829   0.08279  -0.0443   0.2676   1.0000
  17.750   1.3887   0.09144   0.08586  -0.0433   0.2460   1.0000
  18.000   1.3810   0.09479   0.08909  -0.0424   0.2242   1.0000
  18.250   1.3699   0.09864   0.09283  -0.0415   0.2007   1.0000
  18.500   1.3562   0.10288   0.09691  -0.0406   0.1761   1.0000
  18.750   1.3406   0.10739   0.10128  -0.0400   0.1518   1.0000
  19.000   1.3246   0.11209   0.10582  -0.0395   0.1260   1.0000
  19.250   1.3075   0.11702   0.11056  -0.0392   0.0991   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)