UAG 88-143/20 (uag8814320-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: UAG 88-143/20 (uag8814320-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.29 at α=13.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-uag8814320-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-uag8814320-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.1416 0.13031 0.12358 -0.0946 0.9150 0.0712
-9.750 -0.1503 0.12885 0.12219 -0.0924 0.9115 0.0713
-9.500 -0.1636 0.12761 0.12104 -0.0930 0.9079 0.0698
-9.000 -0.1545 0.11851 0.11186 -0.0951 0.9037 0.0414
-8.750 -0.1614 0.11697 0.11037 -0.0921 0.9003 0.0406
-8.500 -0.1694 0.11531 0.10877 -0.0898 0.8965 0.0400
-8.250 -0.1732 0.11288 0.10634 -0.0892 0.8933 0.0392
-8.000 -0.1757 0.11013 0.10364 -0.0895 0.8907 0.0387
-7.750 -0.1853 0.10816 0.10172 -0.0880 0.8873 0.0381
-7.500 -0.2035 0.10691 0.10056 -0.0846 0.8826 0.0376
-7.250 -0.2145 0.10487 0.09857 -0.0834 0.8789 0.0369
-7.000 -0.2228 0.10200 0.09575 -0.0839 0.8758 0.0367
-6.750 -0.2429 0.10046 0.09429 -0.0806 0.8707 0.0362
-6.500 -0.2525 0.09771 0.09157 -0.0801 0.8665 0.0357
-6.250 -0.2544 0.09381 0.08764 -0.0816 0.8631 0.0354
-6.000 -0.2619 0.09083 0.08465 -0.0810 0.8589 0.0348
-5.750 -0.2688 0.08754 0.08133 -0.0803 0.8544 0.0345
-5.500 -0.2651 0.08331 0.07698 -0.0815 0.8509 0.0344
-5.250 -0.2532 0.07862 0.07211 -0.0840 0.8483 0.0340
-5.000 -0.2576 0.07572 0.06909 -0.0819 0.8434 0.0343
-4.750 -0.2488 0.07183 0.06495 -0.0823 0.8397 0.0344
-4.500 -0.2323 0.06790 0.06068 -0.0834 0.8369 0.0354
-4.250 -0.2103 0.06410 0.05643 -0.0848 0.8346 0.0377
-4.000 -0.2034 0.06053 0.05219 -0.0829 0.8299 0.0417
-3.750 -0.1887 0.05995 0.05164 -0.0823 0.8262 0.0482
-3.500 -0.1644 0.05672 0.04762 -0.0825 0.8236 0.0569
-3.250 -0.1392 0.05518 0.04572 -0.0828 0.8209 0.0651
-3.000 -0.1262 0.05313 0.04293 -0.0803 0.8164 0.0686
-2.750 -0.1064 0.05216 0.04190 -0.0797 0.8127 0.0752
-2.500 -0.0775 0.05081 0.03982 -0.0796 0.8100 0.0826
-2.250 -0.0547 0.05019 0.03909 -0.0793 0.8067 0.0912
-2.000 -0.0391 0.04959 0.03808 -0.0774 0.8019 0.0969
-1.750 -0.0137 0.04900 0.03740 -0.0773 0.7984 0.1043
-1.500 0.0169 0.04864 0.03680 -0.0779 0.7956 0.1154
-1.250 0.0352 0.04846 0.03643 -0.0766 0.7910 0.1223
-1.000 0.0575 0.04832 0.03614 -0.0760 0.7865 0.1312
-0.750 0.0864 0.04827 0.03596 -0.0766 0.7832 0.1489
-0.500 0.1115 0.04823 0.03583 -0.0765 0.7795 0.1665
-0.250 0.1272 0.04820 0.03584 -0.0751 0.7739 0.1898
0.000 0.1830 0.04594 0.03640 -0.0814 0.7717 1.0000
0.250 0.2128 0.04651 0.03639 -0.0818 0.7685 1.0000
0.500 0.2226 0.04707 0.03666 -0.0796 0.7619 1.0000
0.750 0.2470 0.04762 0.03687 -0.0794 0.7574 1.0000
1.000 0.2723 0.04820 0.03716 -0.0794 0.7535 1.0000
1.250 0.2841 0.04879 0.03753 -0.0776 0.7467 1.0000
1.500 0.3121 0.04935 0.03785 -0.0780 0.7429 1.0000
1.750 0.3246 0.04999 0.03832 -0.0764 0.7361 1.0000
2.000 0.3485 0.05055 0.03871 -0.0762 0.7313 1.0000
2.250 0.3714 0.05115 0.03912 -0.0760 0.7265 1.0000
2.500 0.3863 0.05180 0.03965 -0.0747 0.7196 1.0000
2.750 0.4160 0.05232 0.04001 -0.0754 0.7160 1.0000
3.000 0.4256 0.05308 0.04070 -0.0735 0.7079 1.0000
3.250 0.4530 0.05359 0.04108 -0.0738 0.7035 1.0000
3.500 0.4662 0.05435 0.04177 -0.0725 0.6961 1.0000
3.750 0.4908 0.05489 0.04223 -0.0725 0.6909 1.0000
4.000 0.5083 0.05559 0.04288 -0.0717 0.6843 1.0000
4.250 0.5287 0.05622 0.04346 -0.0712 0.6780 1.0000
4.750 0.5671 0.05753 0.04471 -0.0700 0.6648 1.0000
5.000 0.5983 0.05782 0.04496 -0.0706 0.6611 1.0000
5.250 0.6052 0.05887 0.04604 -0.0688 0.6513 1.0000
5.500 0.6364 0.05909 0.04625 -0.0694 0.6474 1.0000
5.750 0.6434 0.06021 0.04739 -0.0676 0.6373 1.0000
6.000 0.6747 0.06035 0.04755 -0.0682 0.6335 1.0000
6.250 0.6816 0.06153 0.04879 -0.0664 0.6230 1.0000
6.500 0.7135 0.06157 0.04886 -0.0670 0.6193 1.0000
6.750 0.7197 0.06284 0.05020 -0.0653 0.6085 1.0000
7.000 0.7340 0.06375 0.05118 -0.0643 0.5999 1.0000
7.250 0.7582 0.06409 0.05161 -0.0641 0.5937 1.0000
7.500 0.7690 0.06522 0.05281 -0.0629 0.5839 1.0000
7.750 0.7970 0.06528 0.05298 -0.0629 0.5787 1.0000
8.000 0.8053 0.06660 0.05439 -0.0616 0.5680 1.0000
8.250 0.8366 0.06637 0.05428 -0.0618 0.5637 1.0000
8.500 0.8429 0.06787 0.05589 -0.0603 0.5523 1.0000
8.750 0.8547 0.06900 0.05716 -0.0592 0.5424 1.0000
9.000 0.8817 0.06895 0.05725 -0.0590 0.5367 1.0000
9.250 0.8897 0.07041 0.05884 -0.0578 0.5255 1.0000
9.500 0.9217 0.06983 0.05843 -0.0578 0.5211 1.0000
9.750 0.9276 0.07150 0.06027 -0.0564 0.5092 1.0000
10.000 0.9365 0.07295 0.06187 -0.0553 0.4982 1.0000
10.250 0.9674 0.07223 0.06135 -0.0550 0.4932 1.0000
10.500 0.9737 0.07393 0.06320 -0.0538 0.4812 1.0000
11.000 1.0142 0.07437 0.06409 -0.0522 0.4649 1.0000
11.250 1.0203 0.07612 0.06600 -0.0510 0.4526 1.0000
12.250 1.0784 0.07899 0.06974 -0.0469 0.4113 1.0000
13.000 1.1432 0.07769 0.06926 -0.0433 0.3797 1.0000
13.250 1.1594 0.07774 0.06958 -0.0419 0.3657 1.0000
13.750 1.1906 0.07788 0.07017 -0.0390 0.3341 1.0000
14.250 1.1955 0.08107 0.07360 -0.0361 0.2878 1.0000
14.500 1.1884 0.08358 0.07592 -0.0346 0.2486 1.0000
15.000 1.1625 0.09189 0.08373 -0.0336 0.1684 1.0000
15.250 1.1490 0.09665 0.08820 -0.0337 0.1311 1.0000
15.500 1.1350 0.10177 0.09307 -0.0342 0.0987 1.0000
15.750 1.1223 0.10693 0.09803 -0.0349 0.0758 1.0000
16.000 1.1086 0.11242 0.10334 -0.0359 0.0578 1.0000
16.250 1.0982 0.11756 0.10840 -0.0370 0.0469 1.0000
16.500 1.0904 0.12235 0.11319 -0.0381 0.0400 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to UAG 88-143/20 (uag8814320-il)