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=5


Details Polar file
Airfoil: UNIVERSITY OF GLASGOW GU25-5(11)8 AIRFOIL (gu255118-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.72 at α=17.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-gu255118-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-gu255118-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.750   0.0963   0.14714   0.13877  -0.1403   0.7714   0.1062
 -14.500   0.0904   0.14677   0.13842  -0.1420   0.7697   0.1082
 -14.250   0.0826   0.14642   0.13811  -0.1435   0.7679   0.1088
 -14.000   0.0964   0.14205   0.13378  -0.1440   0.7654   0.1098
 -13.750   0.1179   0.13754   0.12924  -0.1441   0.7630   0.1128
 -13.500   0.1270   0.13516   0.12686  -0.1447   0.7608   0.1171
 -13.250   0.1262   0.13383   0.12555  -0.1458   0.7589   0.1219
 -13.000   0.1140   0.13373   0.12550  -0.1474   0.7573   0.1240
 -12.750   0.1205   0.13054   0.12232  -0.1482   0.7557   0.1255
 -12.500   0.1418   0.12646   0.11816  -0.1484   0.7541   0.1282
 -12.250   0.1512   0.12389   0.11555  -0.1490   0.7527   0.1312
 -12.000   0.1529   0.12221   0.11393  -0.1491   0.7505   0.1341
 -11.750   0.1483   0.12101   0.11280  -0.1495   0.7482   0.1377
 -11.500   0.1286   0.12104   0.11295  -0.1504   0.7460   0.1401
 -11.250   0.1175   0.11997   0.11195  -0.1509   0.7438   0.1405
 -11.000   0.1315   0.11629   0.10826  -0.1506   0.7421   0.1414
 -10.750   0.1417   0.11337   0.10533  -0.1504   0.7405   0.1424
 -10.250   0.1204   0.10335   0.09525  -0.1549   0.7378   0.0799
 -10.000   0.1201   0.10096   0.09285  -0.1550   0.7365   0.0796
  -9.750   0.1126   0.10027   0.09229  -0.1528   0.7342   0.0789
  -9.500   0.1024   0.09955   0.09167  -0.1505   0.7319   0.0780
  -9.250   0.0884   0.09888   0.09111  -0.1481   0.7297   0.0770
  -9.000   0.0713   0.09819   0.09052  -0.1456   0.7275   0.0761
  -8.750   0.0522   0.09713   0.08955  -0.1432   0.7254   0.0748
  -8.500   0.0304   0.09555   0.08803  -0.1412   0.7233   0.0734
  -8.000  -0.1513   0.10061   0.09355  -0.1200   0.7157   0.0682
  -7.750  -0.1860   0.10237   0.09545  -0.1125   0.7138   0.0680
  -7.500  -0.2149   0.10231   0.09544  -0.1072   0.7119   0.0678
  -7.250  -0.2365   0.10120   0.09436  -0.1032   0.7102   0.0674
  -7.000  -0.2592   0.09951   0.09263  -0.0997   0.7088   0.0673
  -6.750  -0.2754   0.09788   0.09097  -0.0965   0.7079   0.0669
  -6.500  -0.2927   0.09585   0.08885  -0.0935   0.7072   0.0668
  -6.250  -0.3045   0.09373   0.08662  -0.0909   0.7065   0.0665
  -6.000  -0.3116   0.09099   0.08369  -0.0889   0.7056   0.0663
  -5.750  -0.3134   0.08807   0.08053  -0.0873   0.7047   0.0660
  -5.500  -0.3300   0.08697   0.07932  -0.0831   0.7031   0.0658
  -5.250  -0.3368   0.08517   0.07733  -0.0802   0.7023   0.0654
  -5.000  -0.3400   0.08324   0.07517  -0.0776   0.7017   0.0650
  -4.750  -0.3413   0.08135   0.07301  -0.0751   0.7004   0.0647
  -4.500  -0.3391   0.07943   0.07076  -0.0728   0.6990   0.0644
  -4.250  -0.3337   0.07755   0.06853  -0.0706   0.6976   0.0643
  -4.000  -0.3262   0.07590   0.06651  -0.0687   0.6968   0.0644
  -3.750  -0.3165   0.07450   0.06474  -0.0668   0.6958   0.0650
  -3.500  -0.3039   0.07316   0.06297  -0.0652   0.6944   0.0662
  -3.250  -0.2882   0.07196   0.06126  -0.0637   0.6929   0.0676
  -3.000  -0.2699   0.07092   0.05983  -0.0626   0.6915   0.0685
  -2.750  -0.2494   0.07000   0.05866  -0.0620   0.6903   0.0693
  -2.500  -0.2287   0.06936   0.05779  -0.0613   0.6894   0.0703
  -2.250  -0.2164   0.06904   0.05730  -0.0597   0.6879   0.0712
  -2.000  -0.2109   0.06885   0.05698  -0.0572   0.6854   0.0721
  -1.750  -0.1988   0.06871   0.05670  -0.0556   0.6833   0.0740
  -1.500  -0.1838   0.06866   0.05648  -0.0543   0.6817   0.0765
  -1.250  -0.1667   0.06870   0.05628  -0.0532   0.6801   0.0794
  -1.000  -0.1461   0.06863   0.05612  -0.0526   0.6781   0.0819
  -0.750  -0.1226   0.06867   0.05609  -0.0525   0.6761   0.0847
  -0.500  -0.0936   0.06888   0.05613  -0.0529   0.6743   0.0885
   0.000  -0.0669   0.06961   0.05667  -0.0506   0.6697   0.0988
   0.250  -0.0538   0.07000   0.05698  -0.0494   0.6669   0.1061
   0.500  -0.0351   0.07031   0.05725  -0.0488   0.6641   0.1161
   0.750  -0.0119   0.07062   0.05758  -0.0489   0.6616   0.1393
   1.000   0.0160   0.06946   0.05849  -0.0506   0.6600   0.5036
   1.250   0.1102   0.07133   0.06113  -0.0644   0.6581   1.0000
   1.500   0.1119   0.07215   0.06176  -0.0619   0.6540   1.0000
   1.750   0.1219   0.07301   0.06240  -0.0604   0.6503   1.0000
   2.000   0.1382   0.07396   0.06310  -0.0596   0.6474   1.0000
   2.250   0.1582   0.07497   0.06386  -0.0593   0.6450   1.0000
   2.500   0.1845   0.07602   0.06466  -0.0596   0.6427   1.0000
   2.750   0.1866   0.07689   0.06541  -0.0574   0.6376   1.0000
   3.000   0.1988   0.07790   0.06626  -0.0563   0.6340   1.0000
   3.250   0.2172   0.07894   0.06713  -0.0559   0.6309   1.0000
   3.500   0.2418   0.07999   0.06799  -0.0561   0.6282   1.0000
   3.750   0.2517   0.08099   0.06887  -0.0548   0.6234   1.0000
   4.000   0.2614   0.08206   0.06984  -0.0536   0.6191   1.0000
   4.250   0.2798   0.08313   0.07079  -0.0533   0.6156   1.0000
   4.500   0.3049   0.08421   0.07172  -0.0535   0.6128   1.0000
   4.750   0.3121   0.08530   0.07274  -0.0522   0.6075   1.0000
   5.000   0.3238   0.08642   0.07379  -0.0513   0.6030   1.0000
   5.250   0.3444   0.08752   0.07478  -0.0512   0.5995   1.0000
   5.500   0.3715   0.08862   0.07577  -0.0517   0.5968   1.0000
   5.750   0.3705   0.08979   0.07693  -0.0497   0.5900   1.0000
   6.000   0.3876   0.09092   0.07799  -0.0494   0.5858   1.0000
   6.250   0.4118   0.09202   0.07901  -0.0497   0.5827   1.0000
   6.500   0.4180   0.09324   0.08022  -0.0485   0.5767   1.0000
   6.750   0.4315   0.09445   0.08140  -0.0479   0.5719   1.0000
   7.000   0.4546   0.09550   0.08240  -0.0481   0.5683   1.0000
   7.250   0.4647   0.09676   0.08364  -0.0473   0.5628   1.0000
   7.500   0.4761   0.09802   0.08489  -0.0467   0.5574   1.0000
   7.750   0.4983   0.09909   0.08594  -0.0468   0.5538   1.0000
   8.000   0.5086   0.10039   0.08724  -0.0461   0.5482   1.0000
   8.250   0.5204   0.10165   0.08851  -0.0456   0.5425   1.0000
   8.500   0.5434   0.10267   0.08953  -0.0458   0.5390   1.0000
   8.750   0.5492   0.10414   0.09103  -0.0449   0.5325   1.0000
   9.000   0.5652   0.10530   0.09221  -0.0447   0.5273   1.0000
   9.250   0.5903   0.10623   0.09313  -0.0451   0.5242   1.0000
   9.500   0.5905   0.10793   0.09489  -0.0440   0.5163   1.0000
   9.750   0.6116   0.10891   0.09590  -0.0442   0.5121   1.0000
  10.000   0.6198   0.11041   0.09744  -0.0436   0.5058   1.0000
  10.250   0.6351   0.11161   0.09868  -0.0434   0.5004   1.0000
  10.500   0.6608   0.11238   0.09950  -0.0438   0.4972   1.0000
  10.750   0.6604   0.11425   0.10144  -0.0429   0.4886   1.0000
  11.000   0.6831   0.11511   0.10236  -0.0431   0.4848   1.0000
  11.250   0.6867   0.11691   0.10422  -0.0425   0.4770   1.0000
  11.500   0.7058   0.11793   0.10530  -0.0426   0.4723   1.0000
  11.750   0.7168   0.11938   0.10685  -0.0424   0.4661   1.0000
  12.000   0.7295   0.12072   0.10826  -0.0422   0.4596   1.0000
  12.250   0.7551   0.12127   0.10889  -0.0425   0.4561   1.0000
  12.500   0.7536   0.12354   0.11125  -0.0420   0.4469   1.0000
  12.750   0.7765   0.12417   0.11198  -0.0421   0.4426   1.0000
  13.000   0.7796   0.12624   0.11414  -0.0418   0.4344   1.0000
  13.250   0.7982   0.12713   0.11513  -0.0419   0.4289   1.0000
  13.750   0.8202   0.13008   0.11831  -0.0417   0.4151   1.0000
  14.000   0.8460   0.13020   0.11854  -0.0418   0.4114   1.0000
  14.250   0.8431   0.13289   0.12133  -0.0416   0.4011   1.0000
  14.750   0.8657   0.13574   0.12444  -0.0416   0.3869   1.0000
  15.000   0.8883   0.13598   0.12480  -0.0416   0.3824   1.0000
  15.250   0.8877   0.13863   0.12757  -0.0416   0.3724   1.0000
  15.500   0.9101   0.13873   0.12781  -0.0416   0.3675   1.0000
  15.750   0.9095   0.14150   0.13071  -0.0418   0.3575   1.0000
  16.000   0.9320   0.14143   0.13080  -0.0416   0.3525   1.0000
  16.250   0.9310   0.14433   0.13381  -0.0419   0.3422   1.0000
  16.500   0.9537   0.14413   0.13378  -0.0417   0.3373   1.0000
  17.000   0.9767   0.14653   0.13649  -0.0418   0.3218   1.0000
  17.250   0.9738   0.14976   0.13983  -0.0424   0.3105   1.0000
  17.500   0.9999   0.14877   0.13903  -0.0419   0.3063   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)