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

Polar data table (+)

Polar graphs


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