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

Polar data table (+)

Polar graphs


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