DOUGLAS LA203A AIRFOIL (la203a-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DOUGLAS LA203A AIRFOIL (la203a-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 30.59 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-la203a-il-100000.txt Download as CSV file: xf-la203a-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: DOUGLAS LA203A AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.1287 0.13156 0.12638 -0.0769 0.9680 0.0892
-11.000 -0.1219 0.12890 0.12370 -0.0826 0.9621 0.0923
-10.750 -0.1156 0.12536 0.12016 -0.0895 0.9582 0.0936
-10.500 -0.0798 0.12002 0.11479 -0.0907 0.9561 0.0957
-10.250 -0.0618 0.11673 0.11147 -0.0933 0.9501 0.0983
-10.000 -0.0478 0.11350 0.10823 -0.0975 0.9448 0.1017
-9.750 -0.0669 0.11271 0.10744 -0.1084 0.9367 0.1044
-9.500 -0.0291 0.10682 0.10153 -0.1062 0.9334 0.1058
-9.250 -0.0054 0.10339 0.09807 -0.1073 0.9286 0.1082
-9.000 0.0125 0.10026 0.09491 -0.1103 0.9243 0.1117
-8.750 0.0031 0.09907 0.09373 -0.1149 0.9148 0.1162
-8.500 0.0052 0.09571 0.09039 -0.1186 0.9084 0.1179
-8.250 0.0375 0.09198 0.08661 -0.1175 0.9056 0.1203
-8.000 0.0470 0.09022 0.08486 -0.1170 0.8984 0.1237
-7.750 0.0445 0.08855 0.08321 -0.1202 0.8911 0.1295
-7.250 0.0577 0.08369 0.07839 -0.1209 0.8790 0.1353
-7.000 0.0698 0.08177 0.07646 -0.1208 0.8733 0.1397
-6.750 0.0458 0.08119 0.07593 -0.1239 0.8651 0.1461
-6.500 0.0190 0.07911 0.07393 -0.1277 0.8548 0.1483
-6.250 0.0563 0.07679 0.07159 -0.1218 0.8531 0.1513
-6.000 0.0740 0.07467 0.06945 -0.1221 0.8495 0.1569
-5.750 0.0215 0.07476 0.06958 -0.1274 0.8356 0.1637
-5.500 0.0381 0.07122 0.06608 -0.1269 0.8325 0.1674
-5.250 0.0673 0.06951 0.06438 -0.1244 0.8304 0.1728
-5.000 0.0319 0.07058 0.06555 -0.1186 0.8187 0.1735
-4.750 0.0311 0.06708 0.06193 -0.1253 0.8132 0.1862
-4.500 0.0617 0.06509 0.05995 -0.1249 0.8113 0.1948
-4.250 0.0069 0.06724 0.06221 -0.1149 0.7979 0.1914
-4.000 0.0313 0.06408 0.05896 -0.1197 0.7947 0.2080
-3.750 0.0641 0.06129 0.05611 -0.1233 0.7927 0.2280
-3.500 0.0063 0.06348 0.05833 -0.1143 0.7792 0.2258
-3.250 0.0376 0.06130 0.05616 -0.1158 0.7767 0.2471
-3.000 0.0735 0.05954 0.05443 -0.1168 0.7750 0.2749
-2.750 0.2189 0.04519 0.03764 -0.1499 0.7748 0.1281
-2.500 0.1823 0.04749 0.03998 -0.1421 0.7625 0.1285
-2.250 0.2420 0.04434 0.03615 -0.1475 0.7605 0.1146
-2.000 0.2971 0.04240 0.03384 -0.1519 0.7590 0.1148
-1.750 0.2780 0.04427 0.03571 -0.1469 0.7488 0.1146
-1.500 0.3202 0.04306 0.03426 -0.1492 0.7456 0.1143
-1.250 0.3693 0.04167 0.03264 -0.1520 0.7435 0.1147
-1.000 0.3624 0.04338 0.03432 -0.1488 0.7347 0.1149
-0.750 0.3964 0.04300 0.03380 -0.1498 0.7307 0.1175
-0.500 0.4399 0.04186 0.03275 -0.1518 0.7284 0.1235
-0.250 0.4393 0.04356 0.03449 -0.1495 0.7198 0.1253
0.000 0.4704 0.04347 0.03438 -0.1500 0.7158 0.1298
0.250 0.5135 0.04255 0.03364 -0.1517 0.7135 0.1398
0.500 0.5602 0.04164 0.03284 -0.1538 0.7116 0.1561
0.750 0.5478 0.04439 0.03563 -0.1509 0.7004 0.1604
1.000 0.6078 0.04246 0.03575 -0.1558 0.6987 0.6966
1.250 0.6168 0.04238 0.03580 -0.1482 0.6967 0.7957
1.500 0.5948 0.04550 0.03900 -0.1439 0.6844 0.8097
1.750 0.6033 0.04523 0.03873 -0.1375 0.6818 0.8553
2.000 0.5833 0.04819 0.04176 -0.1336 0.6711 0.8706
2.250 0.5877 0.04791 0.04147 -0.1276 0.6672 0.9102
2.500 0.5955 0.04687 0.04040 -0.1215 0.6648 0.9736
2.750 0.5833 0.05032 0.04390 -0.1210 0.6531 0.9999
3.000 0.6285 0.05056 0.04399 -0.1239 0.6499 0.9999
3.250 0.6681 0.05115 0.04446 -0.1263 0.6460 0.9999
3.500 0.6674 0.05413 0.04746 -0.1265 0.6355 0.9999
3.750 0.7101 0.05444 0.04767 -0.1289 0.6325 0.9999
4.000 0.7590 0.05426 0.04738 -0.1313 0.6306 0.9999
4.250 0.7409 0.05839 0.05156 -0.1303 0.6177 0.9999
4.500 0.7833 0.05848 0.05157 -0.1321 0.6149 0.9999
4.750 0.8305 0.05819 0.05121 -0.1340 0.6131 0.9999
5.000 0.8062 0.06277 0.05584 -0.1323 0.5997 0.9999
5.250 0.8485 0.06263 0.05564 -0.1337 0.5971 0.9999
5.500 0.8952 0.06211 0.05507 -0.1351 0.5954 0.9999
5.750 0.8661 0.06709 0.06010 -0.1331 0.5815 0.9999
6.000 0.9097 0.06661 0.05959 -0.1340 0.5791 0.9999
6.250 0.8868 0.07128 0.06431 -0.1323 0.5665 0.9999
6.500 0.9255 0.07102 0.06402 -0.1329 0.5631 0.9999
6.750 0.9594 0.07115 0.06414 -0.1332 0.5594 0.9999
7.000 0.9443 0.07516 0.06821 -0.1318 0.5474 0.9999
7.250 0.9870 0.07432 0.06735 -0.1322 0.5447 0.9999
7.500 0.9675 0.07887 0.07196 -0.1307 0.5319 0.9999
7.750 1.0068 0.07813 0.07124 -0.1308 0.5284 0.9999
8.000 1.0541 0.07653 0.06964 -0.1309 0.5263 0.9999
8.250 1.0303 0.08150 0.07468 -0.1294 0.5120 0.9999
8.500 1.0355 0.08384 0.07706 -0.1285 0.5027 0.9999
8.750 1.0577 0.08437 0.07763 -0.1280 0.4956 0.9999
9.000 1.1036 0.08231 0.07560 -0.1276 0.4929 0.9999
9.250 1.1550 0.07946 0.07280 -0.1272 0.4912 0.9999
9.500 1.1355 0.08411 0.07751 -0.1258 0.4762 0.9999
9.750 1.1764 0.08208 0.07553 -0.1250 0.4725 0.9999
10.000 1.1716 0.08510 0.07861 -0.1238 0.4595 0.9999
10.250 1.2036 0.08377 0.07735 -0.1227 0.4538 0.9999
10.500 1.2823 0.07615 0.06981 -0.1217 0.4558 0.9999
10.750 1.3531 0.06887 0.06261 -0.1205 0.4560 0.9999
11.000 1.4298 0.06090 0.05473 -0.1197 0.4554 0.9999
11.250 1.3357 0.07538 0.06926 -0.1174 0.4270 0.9999
11.500 1.4188 0.06608 0.06006 -0.1161 0.4279 0.9999
11.750 1.5388 0.05334 0.04738 -0.1163 0.4270 0.9999
12.000 1.5619 0.05252 0.04660 -0.1150 0.4136 0.9999
12.250 1.5845 0.05179 0.04587 -0.1137 0.3983 0.9999
12.500 1.5907 0.05286 0.04697 -0.1119 0.3806 0.9999
12.750 1.5903 0.05471 0.04881 -0.1101 0.3612 0.9999
13.000 1.5932 0.05621 0.05024 -0.1083 0.3390 0.9999
13.250 1.5851 0.05913 0.05309 -0.1065 0.3151 0.9999
13.500 1.5757 0.06230 0.05612 -0.1048 0.2887 0.9999
13.750 1.5634 0.06599 0.05962 -0.1032 0.2616 0.9999
14.000 1.5522 0.06954 0.06287 -0.1016 0.2357 0.9999
14.250 1.5388 0.07369 0.06686 -0.1004 0.2123 0.9999
14.500 1.5285 0.07749 0.07043 -0.0992 0.1922 0.9999
14.750 1.5219 0.08088 0.07360 -0.0980 0.1750 0.9999
15.000 1.5180 0.08403 0.07660 -0.0970 0.1602 0.9999
15.250 1.5163 0.08702 0.07951 -0.0962 0.1476 0.9999
15.500 1.5188 0.08944 0.08183 -0.0952 0.1370 0.9999
15.750 1.5258 0.09113 0.08335 -0.0940 0.1280 0.9999
16.000 1.5291 0.09363 0.08589 -0.0934 0.1205 0.9999
16.250 1.5386 0.09510 0.08728 -0.0923 0.1139 0.9999
16.500 1.5446 0.09726 0.08947 -0.0918 0.1082 0.9999
16.750 1.5599 0.09795 0.09003 -0.0904 0.1029 0.9999
17.000 1.5624 0.10074 0.09300 -0.0902 0.0988 0.9999
17.250 1.5765 0.10173 0.09389 -0.0894 0.0946 0.9999
17.500 1.5893 0.10306 0.09526 -0.0884 0.0912 0.9999
17.750 1.5892 0.10624 0.09866 -0.0885 0.0885 0.9999
18.000 1.5961 0.10840 0.10089 -0.0883 0.0858 0.9999
18.250 1.6275 0.10734 0.09957 -0.0864 0.0823 0.9999
18.500 1.6197 0.11159 0.10415 -0.0871 0.0811 0.9999
18.750 1.6131 0.11581 0.10866 -0.0880 0.0798 0.9999
19.000 1.6071 0.12001 0.11311 -0.0890 0.0786 0.9999
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DOUGLAS LA203A AIRFOIL (la203a-il)