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

Polar data table (+)

Polar graphs


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