UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.93 at α=13° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-gu255118-il-50000.txt Download as CSV file: xf-gu255118-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.3713 0.16314 0.15875 -0.0232 0.9716 0.2330
-7.000 -0.3670 0.16128 0.15688 -0.0230 0.9683 0.2426
-6.750 -0.4152 0.16072 0.15639 -0.0228 0.9650 0.2468
-6.500 -0.3696 0.15647 0.15207 -0.0228 0.9586 0.2590
-6.250 -0.3793 0.15455 0.15018 -0.0233 0.9560 0.2671
-6.000 -0.3830 0.15216 0.14779 -0.0214 0.9512 0.2780
-5.750 -0.3770 0.14938 0.14501 -0.0209 0.9453 0.2885
-5.500 -0.4213 0.14804 0.14375 -0.0200 0.9424 0.2979
-5.250 -0.4071 0.14588 0.14155 -0.0193 0.9393 0.3144
-5.000 -0.5545 0.13872 0.13424 -0.0075 0.9675 0.3016
-4.500 -0.5729 0.13371 0.12925 -0.0065 0.9561 0.3338
-4.250 -0.5821 0.13085 0.12641 -0.0038 0.9510 0.3506
-4.000 -0.5507 0.12870 0.12425 0.0000 0.9459 0.3752
-3.750 -0.5477 0.12686 0.12241 0.0021 0.9415 0.4060
-3.500 -0.5540 0.12491 0.12048 0.0061 0.9371 0.4328
-3.250 -0.4309 0.12732 0.12314 0.0011 0.8990 0.4689
-3.000 -0.4181 0.12563 0.12144 0.0033 0.8946 0.5037
-2.750 -0.4868 0.12059 0.11613 0.0163 0.9248 0.5672
-2.000 -0.4540 0.08524 0.07756 -0.0393 0.9035 0.1765
-1.750 -0.4298 0.08240 0.07396 -0.0393 0.8975 0.1607
-1.500 -0.4045 0.08108 0.07233 -0.0397 0.8938 0.1577
-1.000 -0.3690 0.07775 0.06804 -0.0372 0.8845 0.1491
-0.750 -0.3417 0.07756 0.06708 -0.0368 0.8793 0.1454
-0.500 -0.3115 0.07791 0.06705 -0.0374 0.8763 0.1453
-0.250 -0.3006 0.07636 0.06535 -0.0354 0.8716 0.1470
0.000 -0.2805 0.07579 0.06468 -0.0349 0.8656 0.1499
0.250 -0.2511 0.07644 0.06512 -0.0356 0.8616 0.1540
0.500 -0.2157 0.07825 0.06665 -0.0371 0.8593 0.1583
0.750 -0.2106 0.07628 0.06452 -0.0343 0.8521 0.1611
1.000 -0.1807 0.07695 0.06521 -0.0355 0.8474 0.1712
1.250 -0.1444 0.07861 0.06680 -0.0377 0.8445 0.1873
1.500 -0.1236 0.07904 0.06723 -0.0376 0.8413 0.2048
1.750 -0.1052 0.07844 0.06691 -0.0372 0.8346 0.2483
2.000 -0.0198 0.07988 0.07048 -0.0499 0.8322 1.0000
2.250 0.0085 0.08235 0.07252 -0.0511 0.8283 1.0000
2.500 0.0171 0.08275 0.07270 -0.0494 0.8235 1.0000
2.750 0.0335 0.08359 0.07329 -0.0488 0.8163 1.0000
3.000 0.0615 0.08612 0.07554 -0.0501 0.8122 1.0000
3.250 0.0717 0.08693 0.07617 -0.0488 0.8081 1.0000
3.500 0.0848 0.08749 0.07657 -0.0478 0.8005 1.0000
3.750 0.1118 0.08997 0.07882 -0.0490 0.7963 1.0000
4.000 0.1265 0.09152 0.08022 -0.0485 0.7927 1.0000
4.250 0.1345 0.09160 0.08019 -0.0470 0.7849 1.0000
4.500 0.1603 0.09399 0.08240 -0.0480 0.7803 1.0000
4.750 0.1839 0.09689 0.08514 -0.0489 0.7774 1.0000
5.000 0.1829 0.09592 0.08414 -0.0462 0.7692 1.0000
5.250 0.2073 0.09824 0.08632 -0.0471 0.7643 1.0000
5.750 0.2299 0.10046 0.08839 -0.0456 0.7534 1.0000
6.000 0.2529 0.10271 0.09054 -0.0464 0.7484 1.0000
6.250 0.2846 0.10683 0.09455 -0.0484 0.7456 1.0000
6.500 0.2753 0.10522 0.09294 -0.0450 0.7377 1.0000
6.750 0.2973 0.10744 0.09510 -0.0458 0.7324 1.0000
7.000 0.3284 0.11158 0.09914 -0.0478 0.7295 1.0000
7.250 0.3192 0.11016 0.09775 -0.0446 0.7217 1.0000
7.500 0.3408 0.11246 0.10000 -0.0454 0.7162 1.0000
7.750 0.3715 0.11670 0.10418 -0.0474 0.7134 1.0000
8.000 0.3615 0.11530 0.10281 -0.0444 0.7054 1.0000
8.250 0.3830 0.11770 0.10519 -0.0452 0.7001 1.0000
8.750 0.4022 0.12062 0.10812 -0.0443 0.6892 1.0000
9.000 0.4242 0.12322 0.11071 -0.0452 0.6838 1.0000
9.250 0.4485 0.12712 0.11461 -0.0465 0.6809 1.0000
9.500 0.4417 0.12614 0.11367 -0.0443 0.6725 1.0000
9.750 0.4649 0.12908 0.11662 -0.0455 0.6675 1.0000
10.000 0.4759 0.13137 0.11894 -0.0455 0.6639 1.0000
10.250 0.4800 0.13188 0.11949 -0.0447 0.6558 1.0000
10.500 0.5052 0.13531 0.12295 -0.0460 0.6512 1.0000
10.750 0.5055 0.13624 0.12393 -0.0451 0.6462 1.0000
11.000 0.5179 0.13788 0.12562 -0.0453 0.6389 1.0000
11.250 0.5460 0.14217 0.12995 -0.0470 0.6349 1.0000
11.500 0.5384 0.14186 0.12969 -0.0455 0.6286 1.0000
11.750 0.5559 0.14427 0.13217 -0.0463 0.6220 1.0000
12.000 0.5796 0.14859 0.13655 -0.0477 0.6185 1.0000
12.250 0.5722 0.14790 0.13593 -0.0464 0.6107 1.0000
12.500 0.5950 0.15128 0.13938 -0.0477 0.6051 1.0000
12.750 0.5974 0.15279 0.14095 -0.0475 0.6007 1.0000
13.000 0.6075 0.15441 0.14264 -0.0478 0.5930 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il)