DOUGLAS LA203A AIRFOIL (la203a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DOUGLAS LA203A AIRFOIL (la203a-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.73 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-la203a-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-la203a-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.1184 0.13040 0.12298 -0.0774 0.9442 0.1234
-10.500 -0.1061 0.12750 0.12004 -0.0815 0.9389 0.1284
-10.250 -0.1158 0.12694 0.11950 -0.0872 0.9295 0.1312
-10.000 -0.0845 0.12105 0.11357 -0.0880 0.9256 0.1339
-9.750 -0.0634 0.11748 0.10997 -0.0897 0.9202 0.1381
-9.500 -0.0546 0.11503 0.10750 -0.0921 0.9128 0.1431
-9.250 -0.0668 0.11442 0.10689 -0.0987 0.9054 0.1471
-9.000 -0.0486 0.11009 0.10257 -0.0986 0.8989 0.1487
-8.750 -0.0254 0.10631 0.09875 -0.0987 0.8935 0.1515
-8.500 -0.0094 0.10335 0.09575 -0.1003 0.8885 0.1555
-8.250 -0.0063 0.10143 0.09384 -0.1017 0.8812 0.1604
-8.000 -0.0376 0.10187 0.09438 -0.1066 0.8705 0.1647
-7.750 -0.0021 0.09656 0.08900 -0.1058 0.8684 0.1668
-7.500 0.0097 0.09414 0.08658 -0.1050 0.8619 0.1691
-7.250 0.0193 0.09195 0.08440 -0.1050 0.8556 0.1727
-7.000 0.0233 0.08983 0.08228 -0.1064 0.8502 0.1782
-6.500 -0.0226 0.07685 0.06911 -0.1204 0.8316 0.0924
-6.250 -0.0188 0.07469 0.06696 -0.1204 0.8256 0.0913
-6.000 -0.0217 0.07255 0.06482 -0.1203 0.8181 0.0898
-5.500 -0.0325 0.06387 0.05555 -0.1281 0.8039 0.0829
-5.250 -0.0220 0.06164 0.05321 -0.1285 0.7982 0.0824
-5.000 -0.0018 0.05863 0.04997 -0.1310 0.7944 0.0817
-4.750 0.0128 0.05628 0.04738 -0.1323 0.7893 0.0813
-4.500 0.0203 0.05467 0.04556 -0.1320 0.7820 0.0812
-4.250 0.0491 0.05189 0.04230 -0.1353 0.7782 0.0823
-4.000 0.0836 0.04939 0.03939 -0.1387 0.7755 0.0837
-3.750 0.0919 0.04884 0.03875 -0.1373 0.7683 0.0845
-3.500 0.1172 0.04744 0.03709 -0.1383 0.7635 0.0851
-3.250 0.1519 0.04575 0.03509 -0.1405 0.7604 0.0858
-3.000 0.1897 0.04416 0.03318 -0.1428 0.7581 0.0869
-2.750 0.1948 0.04438 0.03329 -0.1406 0.7497 0.0881
-2.500 0.2255 0.04351 0.03213 -0.1417 0.7458 0.0910
-2.250 0.2614 0.04247 0.03079 -0.1431 0.7432 0.0938
-2.000 0.2705 0.04275 0.03108 -0.1412 0.7358 0.0952
-1.750 0.2939 0.04242 0.03069 -0.1408 0.7312 0.0971
-1.500 0.3251 0.04180 0.02998 -0.1410 0.7283 0.1002
-1.250 0.3325 0.04239 0.03050 -0.1386 0.7209 0.1030
-1.000 0.3546 0.04226 0.03038 -0.1378 0.7163 0.1071
-0.750 0.3855 0.04184 0.02993 -0.1380 0.7135 0.1122
-0.500 0.3936 0.04263 0.03068 -0.1359 0.7060 0.1153
-0.250 0.4191 0.04266 0.03074 -0.1360 0.7013 0.1219
0.000 0.4545 0.04233 0.03037 -0.1373 0.6985 0.1329
0.250 0.4935 0.04193 0.03001 -0.1393 0.6961 0.1492
0.750 0.5412 0.04183 0.03201 -0.1419 0.6837 0.5344
1.000 0.5560 0.04192 0.03235 -0.1370 0.6810 0.7238
1.250 0.5448 0.04407 0.03459 -0.1326 0.6703 0.7609
1.500 0.5502 0.04417 0.03473 -0.1268 0.6666 0.8204
2.000 0.5354 0.04567 0.03635 -0.1151 0.6527 0.9174
2.250 0.5572 0.04544 0.03601 -0.1137 0.6490 0.9999
2.500 0.5692 0.04738 0.03787 -0.1143 0.6402 0.9999
2.750 0.5986 0.04829 0.03862 -0.1159 0.6352 0.9999
3.000 0.6352 0.04873 0.03889 -0.1178 0.6320 0.9999
3.500 0.6715 0.05182 0.04183 -0.1191 0.6180 0.9999
3.750 0.7056 0.05232 0.04221 -0.1204 0.6147 0.9999
4.250 0.7367 0.05564 0.04544 -0.1209 0.6005 0.9999
4.500 0.7690 0.05617 0.04588 -0.1219 0.5972 0.9999
5.000 0.7954 0.05974 0.04942 -0.1217 0.5827 0.9999
5.250 0.8267 0.06023 0.04985 -0.1223 0.5795 0.9999
5.500 0.8249 0.06313 0.05279 -0.1215 0.5697 0.9999
5.750 0.8489 0.06409 0.05372 -0.1217 0.5647 0.9999
6.000 0.8803 0.06446 0.05407 -0.1221 0.5616 0.9999
6.250 0.8738 0.06774 0.05740 -0.1210 0.5508 0.9999
6.500 0.8996 0.06850 0.05815 -0.1212 0.5464 0.9999
6.750 0.9320 0.06867 0.05832 -0.1215 0.5436 0.9999
7.000 0.9210 0.07237 0.06209 -0.1203 0.5317 0.9999
7.250 0.9495 0.07279 0.06252 -0.1203 0.5278 0.9999
7.750 0.9686 0.07678 0.06661 -0.1192 0.5123 0.9999
8.000 1.0003 0.07677 0.06662 -0.1191 0.5091 0.9999
8.250 0.9898 0.08056 0.07049 -0.1181 0.4970 0.9999
8.500 1.0185 0.08070 0.07067 -0.1178 0.4929 0.9999
8.750 1.0133 0.08407 0.07411 -0.1170 0.4817 0.9999
9.000 1.0383 0.08445 0.07456 -0.1166 0.4766 0.9999
9.500 1.0596 0.08795 0.07821 -0.1153 0.4600 0.9999
9.750 1.0936 0.08717 0.07751 -0.1148 0.4567 0.9999
10.000 1.0823 0.09117 0.08160 -0.1140 0.4432 0.9999
10.250 1.1164 0.09016 0.08067 -0.1132 0.4396 0.9999
10.500 1.1067 0.09403 0.08463 -0.1126 0.4259 0.9999
10.750 1.1355 0.09339 0.08408 -0.1117 0.4210 0.9999
11.000 1.1325 0.09647 0.08726 -0.1110 0.4082 0.9999
11.500 1.1605 0.09835 0.08933 -0.1093 0.3901 0.9999
11.750 1.1587 0.10136 0.09244 -0.1088 0.3771 0.9999
12.000 1.1919 0.09938 0.09058 -0.1073 0.3718 0.9999
12.250 1.1881 0.10265 0.09394 -0.1069 0.3577 0.9999
12.500 1.2251 0.09971 0.09110 -0.1051 0.3529 0.9999
13.000 1.2238 0.10533 0.09693 -0.1044 0.3246 0.9999
13.500 1.2650 0.10404 0.09585 -0.1018 0.3041 0.9999
14.000 1.2772 0.10776 0.09973 -0.1010 0.2755 0.9999
14.250 1.2915 0.10826 0.10030 -0.1002 0.2618 0.9999
14.500 1.3082 0.10832 0.10036 -0.0992 0.2475 0.9999
14.750 1.3231 0.10873 0.10073 -0.0983 0.2323 0.9999
15.000 1.3343 0.10979 0.10173 -0.0976 0.2166 0.9999
15.250 1.3421 0.11142 0.10325 -0.0971 0.2013 0.9999
15.500 1.3485 0.11333 0.10504 -0.0968 0.1872 0.9999
15.750 1.3517 0.11585 0.10748 -0.0968 0.1741 0.9999
16.000 1.3514 0.11917 0.11080 -0.0972 0.1622 0.9999
16.250 1.3533 0.12207 0.11366 -0.0976 0.1519 0.9999
16.500 1.3591 0.12418 0.11563 -0.0976 0.1429 0.9999
16.750 1.3588 0.12769 0.11923 -0.0984 0.1343 0.9999
17.000 1.3632 0.13025 0.12173 -0.0988 0.1271 0.9999
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DOUGLAS LA203A AIRFOIL (la203a-il)