Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to DOUGLAS LA203A AIRFOIL (la203a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to DOUGLAS LA203A AIRFOIL (la203a-il)