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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il)