DOUGLAS LA203A AIRFOIL (la203a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DOUGLAS LA203A AIRFOIL (la203a-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.01 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-la203a-il-50000.txt Download as CSV file: xf-la203a-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3394 0.15157 0.14530 -0.0222 1.0001 0.1775
-9.250 -0.3576 0.15199 0.14580 -0.0217 1.0001 0.1813
-9.000 -0.3895 0.15404 0.14794 -0.0217 1.0001 0.1828
-8.750 -0.3723 0.14852 0.14245 -0.0200 1.0001 0.1853
-8.500 -0.3602 0.14535 0.13930 -0.0180 1.0001 0.1898
-8.250 -0.3571 0.14345 0.13742 -0.0186 0.9983 0.1963
-8.000 -0.3818 0.14437 0.13841 -0.0202 0.9963 0.2013
-7.750 -0.3544 0.13892 0.13295 -0.0219 0.9927 0.2065
-7.500 -0.3412 0.13628 0.13030 -0.0225 0.9891 0.2146
-7.250 -0.3665 0.13687 0.13097 -0.0227 0.9872 0.2205
-7.000 -0.3539 0.13297 0.12710 -0.0237 0.9841 0.2254
-6.750 -0.3359 0.13015 0.12426 -0.0240 0.9809 0.2342
-6.500 -0.3660 0.13074 0.12495 -0.0222 0.9811 0.2401
-6.250 -0.4123 0.13205 0.12640 -0.0171 0.9850 0.2413
-6.000 -0.4530 0.13222 0.12671 -0.0082 0.9962 0.2413
-5.750 -0.4384 0.12791 0.12244 -0.0053 0.9987 0.2457
-5.500 -0.4355 0.12591 0.12047 -0.0024 1.0001 0.2526
-5.250 -0.4660 0.12569 0.12033 0.0000 1.0001 0.2595
-5.000 -0.4892 0.12390 0.11863 0.0007 1.0001 0.2639
-4.750 -0.4670 0.12102 0.11574 0.0037 1.0001 0.2736
-4.500 -0.5085 0.12022 0.11505 0.0005 1.0001 0.2830
-4.250 -0.4822 0.11709 0.11192 0.0067 1.0001 0.2912
-4.000 -0.5055 0.11524 0.11015 0.0044 1.0001 0.3041
-3.750 -0.4909 0.11308 0.10800 0.0093 1.0001 0.3146
-3.500 -0.4970 0.11079 0.10576 0.0099 1.0001 0.3283
-3.250 -0.5025 0.10871 0.10374 0.0100 1.0001 0.3458
-3.000 -0.5032 0.10680 0.10186 0.0113 1.0001 0.3651
-2.750 -0.5009 0.10500 0.10011 0.0143 1.0001 0.3854
-2.500 -0.4963 0.10339 0.09855 0.0185 1.0001 0.4075
-2.250 -0.4919 0.10206 0.09725 0.0226 1.0001 0.4336
-2.000 -0.4919 0.10063 0.09588 0.0264 1.0001 0.4658
-1.500 -0.4889 0.09858 0.09394 0.0360 1.0001 0.5411
-1.250 -0.4807 0.09728 0.09269 0.0418 1.0001 0.5816
-1.000 -0.4577 0.09564 0.09107 0.0467 1.0001 0.6297
-0.750 -0.4420 0.09470 0.09016 0.0518 1.0001 0.6972
-0.500 -0.1442 0.06447 0.05660 -0.0871 0.9976 0.1970
-0.250 -0.0817 0.06426 0.05551 -0.0958 0.9938 0.1814
0.000 -0.0418 0.06389 0.05490 -0.1001 0.9887 0.1772
0.250 0.0057 0.06446 0.05512 -0.1054 0.9839 0.1749
0.500 0.0424 0.06506 0.05543 -0.1088 0.9773 0.1769
0.750 0.0869 0.06626 0.05634 -0.1131 0.9710 0.1791
1.000 0.1165 0.06692 0.05679 -0.1148 0.9624 0.1805
1.250 0.1574 0.06841 0.05813 -0.1182 0.9567 0.1848
1.500 0.1798 0.06895 0.05877 -0.1187 0.9469 0.1919
1.750 0.2212 0.07104 0.06070 -0.1219 0.9408 0.2019
2.000 0.2398 0.07145 0.06124 -0.1217 0.9298 0.2105
2.250 0.2845 0.07368 0.06357 -0.1262 0.9243 0.2357
2.500 0.3073 0.07427 0.06442 -0.1274 0.9131 0.2682
2.750 0.3259 0.07423 0.06684 -0.1236 0.9087 0.8152
3.000 0.3042 0.07303 0.06579 -0.1131 0.8972 0.9535
3.250 0.3428 0.07590 0.06808 -0.1162 0.8878 0.9999
3.500 0.3521 0.07662 0.06862 -0.1152 0.8751 0.9999
3.750 0.3979 0.08047 0.07215 -0.1203 0.8684 0.9999
4.000 0.4021 0.08086 0.07246 -0.1185 0.8553 0.9999
4.250 0.4460 0.08479 0.07616 -0.1232 0.8492 0.9999
4.500 0.4476 0.08513 0.07645 -0.1212 0.8361 0.9999
4.750 0.4917 0.08924 0.08038 -0.1258 0.8299 0.9999
5.000 0.4897 0.08945 0.08057 -0.1233 0.8171 0.9999
5.250 0.5328 0.09361 0.08459 -0.1276 0.8110 0.9999
5.500 0.5297 0.09386 0.08483 -0.1251 0.7982 0.9999
5.750 0.5723 0.09818 0.08904 -0.1292 0.7924 0.9999
6.000 0.5674 0.09839 0.08926 -0.1266 0.7798 0.9999
6.250 0.6119 0.10313 0.09392 -0.1309 0.7743 0.9999
6.500 0.6044 0.10311 0.09392 -0.1280 0.7616 0.9999
6.750 0.6206 0.10574 0.09653 -0.1286 0.7542 0.9999
7.000 0.6433 0.10823 0.09900 -0.1297 0.7438 0.9999
7.250 0.6472 0.10993 0.10072 -0.1287 0.7341 0.9999
7.500 0.6862 0.11416 0.10493 -0.1319 0.7269 0.9999
7.750 0.6832 0.11499 0.10579 -0.1301 0.7151 0.9999
8.000 0.6915 0.11727 0.10808 -0.1298 0.7061 0.9999
8.250 0.7248 0.12104 0.11186 -0.1321 0.6972 0.9999
8.500 0.7207 0.12224 0.11311 -0.1306 0.6860 0.9999
8.750 0.7427 0.12580 0.11669 -0.1319 0.6790 0.9999
9.000 0.7550 0.12787 0.11880 -0.1319 0.6668 0.9999
9.250 0.7569 0.13000 0.12099 -0.1314 0.6573 0.9999
9.500 0.7955 0.13455 0.12557 -0.1339 0.6478 0.9999
9.750 0.7845 0.13527 0.12635 -0.1323 0.6357 0.9999
10.000 0.8020 0.13878 0.12990 -0.1332 0.6277 0.9999
10.250 0.8218 0.14151 0.13270 -0.1339 0.6145 0.9999
10.500 0.8179 0.14329 0.13454 -0.1333 0.6034 0.9999
10.750 0.8429 0.14730 0.13860 -0.1347 0.5939 0.9999
11.000 0.8573 0.14961 0.14099 -0.1349 0.5796 0.9999
11.250 0.8536 0.15144 0.14287 -0.1347 0.5675 0.9999
11.500 0.8697 0.15490 0.14642 -0.1355 0.5575 0.9999
11.750 0.8969 0.15851 0.15010 -0.1363 0.5425 0.9999
12.000 0.9185 0.16139 0.15305 -0.1366 0.5258 0.9999
12.250 0.9030 0.16230 0.15402 -0.1365 0.5134 0.9999
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DOUGLAS LA203A AIRFOIL (la203a-il)