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

Polar data table (+)

Polar graphs


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