UAG 88-143/20 (uag8814320-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: UAG 88-143/20 (uag8814320-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.5 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-uag8814320-il-50000.txt Download as CSV file: xf-uag8814320-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.750 -0.4786 0.13093 0.12594 -0.0132 1.0000 0.1638
-6.500 -0.5002 0.12957 0.12466 -0.0118 1.0000 0.1653
-6.250 -0.5297 0.12841 0.12359 -0.0125 1.0000 0.1667
-6.000 -0.5117 0.12372 0.11891 -0.0081 1.0000 0.1754
-5.750 -0.5281 0.12158 0.11682 -0.0087 1.0000 0.1794
-5.500 -0.5377 0.11824 0.11354 -0.0090 1.0000 0.1837
-5.250 -0.5373 0.11531 0.11062 -0.0072 1.0000 0.1928
-4.750 -0.5490 0.10913 0.10443 -0.0108 1.0000 0.2101
-4.500 -0.5436 0.10532 0.10069 -0.0062 1.0000 0.2178
-4.250 -0.5441 0.10182 0.09719 -0.0069 1.0000 0.2294
-4.000 -0.5422 0.09853 0.09390 -0.0067 1.0000 0.2436
-3.750 -0.5391 0.09546 0.09084 -0.0052 1.0000 0.2612
-3.500 -0.5369 0.09230 0.08767 -0.0049 1.0000 0.2862
-3.250 -0.5348 0.08947 0.08486 -0.0024 1.0000 0.3152
-3.000 -0.5338 0.08669 0.08215 0.0024 1.0000 0.3489
-2.750 -0.5340 0.08411 0.07962 0.0064 1.0000 0.3886
-2.250 -0.5494 0.08001 0.07577 0.0264 1.0000 0.5071
-2.000 -0.5562 0.07776 0.07358 0.0363 1.0000 0.5644
-1.750 -0.5596 0.07546 0.07135 0.0448 1.0000 0.6145
-1.500 -0.3320 0.05760 0.04977 -0.0340 1.0000 0.1779
-1.250 -0.3045 0.05500 0.04641 -0.0344 1.0000 0.1649
-1.000 -0.2818 0.05315 0.04412 -0.0340 1.0000 0.1620
-0.750 -0.2590 0.05193 0.04235 -0.0335 1.0000 0.1650
-0.500 -0.2387 0.05096 0.04114 -0.0329 1.0000 0.1718
-0.250 -0.2169 0.05024 0.04006 -0.0323 1.0000 0.1754
0.000 -0.1942 0.04978 0.03919 -0.0319 1.0000 0.1834
0.250 -0.1729 0.04961 0.03879 -0.0315 1.0000 0.1951
0.500 -0.1519 0.04936 0.03841 -0.0309 1.0000 0.2038
0.750 -0.1260 0.04957 0.03839 -0.0311 1.0000 0.2161
1.000 -0.1004 0.05003 0.03874 -0.0316 1.0000 0.2414
1.250 -0.0667 0.05092 0.03971 -0.0334 0.9975 0.2778
1.500 -0.0137 0.04993 0.04089 -0.0382 0.9969 1.0000
1.750 0.0175 0.05191 0.04222 -0.0402 0.9902 1.0000
2.000 0.0527 0.05476 0.04459 -0.0430 0.9839 1.0000
2.250 0.0796 0.05619 0.04573 -0.0446 0.9735 1.0000
2.750 0.1305 0.05962 0.04867 -0.0474 0.9547 1.0000
3.000 0.1617 0.06198 0.05080 -0.0497 0.9451 1.0000
3.250 0.1813 0.06306 0.05175 -0.0501 0.9336 1.0000
3.500 0.2013 0.06451 0.05305 -0.0505 0.9238 1.0000
3.750 0.2341 0.06748 0.05584 -0.0531 0.9162 1.0000
4.000 0.2512 0.06842 0.05670 -0.0530 0.9045 1.0000
4.250 0.2669 0.06960 0.05779 -0.0528 0.8940 1.0000
4.500 0.2881 0.07155 0.05967 -0.0536 0.8859 1.0000
4.750 0.3155 0.07389 0.06192 -0.0553 0.8762 1.0000
5.000 0.3267 0.07482 0.06282 -0.0544 0.8658 1.0000
5.250 0.3437 0.07658 0.06455 -0.0546 0.8575 1.0000
5.500 0.3728 0.07933 0.06724 -0.0566 0.8489 1.0000
5.750 0.3810 0.08018 0.06809 -0.0555 0.8387 1.0000
6.000 0.3962 0.08204 0.06994 -0.0556 0.8312 1.0000
6.250 0.4240 0.08479 0.07268 -0.0574 0.8224 1.0000
6.500 0.4291 0.08567 0.07360 -0.0561 0.8129 1.0000
6.750 0.4469 0.08798 0.07591 -0.0567 0.8062 1.0000
7.000 0.4684 0.09021 0.07816 -0.0576 0.7964 1.0000
7.250 0.4737 0.09145 0.07944 -0.0566 0.7875 1.0000
7.500 0.4963 0.09426 0.08228 -0.0579 0.7805 1.0000
7.750 0.5107 0.09600 0.08410 -0.0580 0.7703 1.0000
8.000 0.5169 0.09756 0.08571 -0.0573 0.7616 1.0000
8.250 0.5385 0.10038 0.08858 -0.0586 0.7541 1.0000
8.500 0.5565 0.10250 0.09078 -0.0592 0.7433 1.0000
8.750 0.5595 0.10395 0.09229 -0.0583 0.7340 1.0000
9.000 0.5735 0.10634 0.09479 -0.0587 0.7257 1.0000
9.250 0.5996 0.10939 0.09792 -0.0604 0.7157 1.0000
9.500 0.6060 0.11090 0.09952 -0.0599 0.7046 1.0000
9.750 0.6113 0.11284 0.10154 -0.0595 0.6953 1.0000
10.000 0.6273 0.11552 0.10432 -0.0602 0.6866 1.0000
10.250 0.6511 0.11846 0.10741 -0.0616 0.6753 1.0000
10.500 0.6562 0.12015 0.10919 -0.0612 0.6641 1.0000
10.750 0.6603 0.12229 0.11143 -0.0609 0.6547 1.0000
11.000 0.6754 0.12511 0.11437 -0.0617 0.6457 1.0000
11.250 0.6956 0.12793 0.11732 -0.0627 0.6338 1.0000
11.500 0.7144 0.13059 0.12012 -0.0634 0.6207 1.0000
11.750 0.7096 0.13223 0.12186 -0.0627 0.6108 1.0000
12.000 0.7171 0.13489 0.12467 -0.0630 0.6016 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to UAG 88-143/20 (uag8814320-il)