Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

UAG 88-143/20 (uag8814320-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: UAG 88-143/20 (uag8814320-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 32.03 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-uag8814320-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-uag8814320-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: UAG 88-143/20                                   
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.250  -0.4842   0.13269   0.12918  -0.0195   1.0000   0.0662
  -7.000  -0.4997   0.13081   0.12735  -0.0186   1.0000   0.0663
  -6.750  -0.5181   0.12890   0.12549  -0.0177   1.0000   0.0664
  -6.250  -0.5185   0.11981   0.11638  -0.0282   0.9921   0.0675
  -6.000  -0.5043   0.11604   0.11262  -0.0224   0.9892   0.0694
  -5.750  -0.4917   0.11286   0.10941  -0.0245   0.9847   0.0712
  -5.500  -0.4878   0.10925   0.10579  -0.0261   0.9783   0.0736
  -5.250  -0.4738   0.10504   0.10151  -0.0325   0.9723   0.0774
  -5.000  -0.4549   0.09929   0.09529  -0.0479   0.9613   0.0811
  -4.750  -0.4467   0.09450   0.09072  -0.0449   0.9588   0.0828
  -4.500  -0.4420   0.09153   0.08778  -0.0428   0.9516   0.0848
  -4.250  -0.4015   0.08761   0.08314  -0.0549   0.9450   0.0952
  -4.000  -0.4009   0.08269   0.07844  -0.0520   0.9392   0.0966
  -3.750  -0.3849   0.07987   0.07567  -0.0516   0.9335   0.0998
  -3.500  -0.3510   0.07616   0.07157  -0.0573   0.9304   0.1115
  -3.250  -0.3457   0.07325   0.06869  -0.0549   0.9214   0.1150
  -3.000  -0.3153   0.07056   0.06564  -0.0584   0.9176   0.1402
  -2.750  -0.3050   0.06831   0.06328  -0.0571   0.9100   0.1547
  -2.500  -0.2850   0.06625   0.06123  -0.0568   0.9052   0.1870
  -2.250  -0.2324   0.05899   0.05264  -0.0610   0.9034   0.1277
  -2.000  -0.2091   0.05356   0.04590  -0.0581   0.8974   0.0936
  -1.750  -0.1817   0.05223   0.04429  -0.0585   0.8921   0.0991
  -1.500  -0.1464   0.05166   0.04318  -0.0596   0.8895   0.0996
  -1.250  -0.1359   0.05035   0.04164  -0.0570   0.8809   0.1008
  -1.000  -0.1020   0.05027   0.04119  -0.0579   0.8769   0.1053
  -0.750  -0.0872   0.04981   0.04046  -0.0561   0.8702   0.1106
  -0.500  -0.0585   0.04995   0.04053  -0.0567   0.8645   0.1213
  -0.250  -0.0212   0.05094   0.04144  -0.0587   0.8619   0.1335
   0.000  -0.0151   0.05001   0.04045  -0.0556   0.8524   0.1403
   0.250   0.0209   0.05087   0.04129  -0.0572   0.8490   0.1533
   0.500   0.0278   0.05040   0.04092  -0.0546   0.8403   0.1633
   0.750   0.0627   0.05124   0.04185  -0.0561   0.8361   0.1963
   1.000   0.0722   0.05096   0.04183  -0.0541   0.8286   0.2391
   1.250   0.1567   0.05107   0.04386  -0.0667   0.8246   1.0000
   1.500   0.1750   0.05211   0.04471  -0.0661   0.8188   1.0000
   1.750   0.2067   0.05311   0.04547  -0.0673   0.8101   1.0000
   2.000   0.2162   0.05368   0.04591  -0.0654   0.8012   1.0000
   2.250   0.2615   0.05536   0.04737  -0.0685   0.7948   1.0000
   2.500   0.2972   0.05364   0.04543  -0.0681   0.7607   1.0000
   2.750   0.3268   0.05391   0.04556  -0.0684   0.7489   1.0000
   3.000   0.3761   0.05438   0.04586  -0.0713   0.7425   1.0000
   3.250   0.3847   0.05482   0.04624  -0.0693   0.7318   1.0000
   3.500   0.4026   0.05540   0.04676  -0.0685   0.7226   1.0000
   3.750   0.4414   0.05578   0.04705  -0.0701   0.7171   1.0000
   4.000   0.4520   0.05647   0.04770  -0.0685   0.7071   1.0000
   4.250   0.4948   0.05676   0.04792  -0.0705   0.7031   1.0000
   4.500   0.5025   0.05749   0.04864  -0.0686   0.6924   1.0000
   4.750   0.5217   0.05814   0.04926  -0.0680   0.6842   1.0000
   5.000   0.5526   0.05847   0.04957  -0.0686   0.6781   1.0000
   5.250   0.5667   0.05925   0.05034  -0.0675   0.6687   1.0000
   5.500   0.6031   0.05933   0.05041  -0.0686   0.6638   1.0000
   5.750   0.6136   0.06027   0.05136  -0.0672   0.6538   1.0000
   6.000   0.6524   0.06014   0.05125  -0.0685   0.6497   1.0000
   6.250   0.6612   0.06117   0.05231  -0.0669   0.6391   1.0000
   6.500   0.7013   0.06079   0.05195  -0.0681   0.6355   1.0000
   6.750   0.7086   0.06193   0.05313  -0.0665   0.6244   1.0000
   7.000   0.7500   0.06131   0.05258  -0.0677   0.6214   1.0000
   7.250   0.7566   0.06251   0.05383  -0.0660   0.6098   1.0000
   7.500   0.7993   0.06161   0.05299  -0.0671   0.6072   1.0000
   7.750   0.8050   0.06291   0.05437  -0.0653   0.5953   1.0000
   8.000   0.8152   0.06401   0.05555  -0.0640   0.5847   1.0000
   8.250   0.8543   0.06304   0.05466  -0.0647   0.5809   1.0000
   8.500   0.8624   0.06431   0.05601  -0.0632   0.5696   1.0000
   8.750   0.9038   0.06300   0.05482  -0.0639   0.5665   1.0000
   9.000   0.9119   0.06422   0.05616  -0.0623   0.5547   1.0000
   9.250   0.9291   0.06472   0.05676  -0.0614   0.5454   1.0000
   9.500   0.9633   0.06369   0.05587  -0.0614   0.5402   1.0000
   9.750   1.0090   0.06149   0.05385  -0.0619   0.5381   1.0000
  10.250   1.0305   0.06331   0.05594  -0.0590   0.5150   1.0000
  10.500   1.0768   0.06047   0.05332  -0.0591   0.5122   1.0000
  10.750   1.0970   0.06023   0.05324  -0.0579   0.5029   1.0000
  11.000   1.1458   0.05674   0.04999  -0.0579   0.4998   1.0000
  11.250   1.2214   0.05037   0.04400  -0.0594   0.4986   1.0000
  11.500   1.3070   0.04080   0.03447  -0.0596   0.4653   1.0000
  11.750   1.3096   0.04144   0.03507  -0.0564   0.4352   1.0000
  12.000   1.3065   0.04274   0.03625  -0.0529   0.3998   1.0000
  12.250   1.2973   0.04480   0.03811  -0.0493   0.3593   1.0000
  12.500   1.2843   0.04747   0.04048  -0.0459   0.3133   1.0000
  12.750   1.2707   0.05059   0.04331  -0.0428   0.2668   1.0000
  13.000   1.2527   0.05437   0.04674  -0.0399   0.2139   1.0000
  13.250   1.2284   0.05909   0.05096  -0.0372   0.1475   1.0000
  13.500   1.2100   0.06348   0.05491  -0.0351   0.0948   1.0000
  13.750   1.1875   0.06857   0.05954  -0.0331   0.0550   1.0000
  14.000   1.1752   0.07283   0.06372  -0.0316   0.0427   1.0000
  14.250   1.1656   0.07689   0.06787  -0.0306   0.0383   1.0000
  14.500   1.1608   0.08051   0.07164  -0.0298   0.0349   1.0000
  14.750   1.1580   0.08391   0.07518  -0.0292   0.0330   1.0000
  15.000   1.1536   0.08750   0.07888  -0.0287   0.0309   1.0000
  15.250   1.1504   0.09081   0.08224  -0.0281   0.0293   1.0000
  15.500   1.1555   0.09280   0.08426  -0.0269   0.0280   1.0000
  15.750   1.1651   0.09444   0.08603  -0.0260   0.0264   1.0000
  16.000   1.1730   0.09640   0.08810  -0.0254   0.0243   1.0000
  16.250   1.1858   0.09763   0.08942  -0.0244   0.0232   1.0000
  16.500   1.2045   0.09824   0.09012  -0.0230   0.0226   1.0000
  16.750   1.2225   0.09929   0.09134  -0.0218   0.0223   1.0000
  17.000   1.2354   0.10124   0.09350  -0.0209   0.0222   1.0000
  17.250   1.2425   0.10412   0.09670  -0.0204   0.0222   1.0000
  17.500   1.2431   0.10786   0.10073  -0.0204   0.0224   1.0000
  17.750   1.2384   0.11232   0.10550  -0.0207   0.0228   1.0000
  18.000   1.2265   0.11759   0.11109  -0.0218   0.0231   1.0000
  18.250   1.2116   0.12342   0.11722  -0.0235   0.0234   1.0000
  18.500   1.1948   0.12972   0.12380  -0.0258   0.0238   1.0000
  18.750   1.1759   0.13664   0.13098  -0.0288   0.0241   1.0000
  19.000   1.1566   0.14399   0.13856  -0.0324   0.0245   1.0000
  19.250   1.1362   0.15196   0.14674  -0.0368   0.0248   1.0000
<< Back to UAG 88-143/20 (uag8814320-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to UAG 88-143/20 (uag8814320-il)