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=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
<< 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)