LA2573A (la2573a-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LA2573A (la2573a-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 62.27 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-la2573a-il-200000.txt Download as CSV file: xf-la2573a-il-200000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: LA2573A
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.4583 0.11159 0.10664 0.0216 0.5485 0.0627
-9.250 -0.4611 0.10755 0.10260 0.0184 0.5469 0.0646
-9.000 -0.5131 0.09887 0.09406 0.0040 0.5488 0.0658
-8.750 -0.4812 0.09730 0.09240 0.0094 0.5445 0.0663
-8.500 -0.4656 0.09484 0.08996 0.0106 0.5415 0.0669
-8.250 -0.4563 0.09207 0.08721 0.0103 0.5390 0.0678
-8.000 -0.4534 0.08874 0.08390 0.0088 0.5369 0.0689
-7.750 -0.4574 0.08476 0.07994 0.0059 0.5353 0.0701
-7.500 -0.4724 0.08024 0.07542 0.0025 0.5341 0.0715
-7.250 -0.5259 0.07237 0.06718 -0.0032 0.5352 0.0740
-7.000 -0.5045 0.06982 0.06473 -0.0024 0.5324 0.0746
-6.750 -0.4896 0.06762 0.06253 -0.0018 0.5300 0.0755
-6.500 -0.4778 0.06527 0.06012 -0.0015 0.5280 0.0769
-6.250 -0.4694 0.06236 0.05707 -0.0018 0.5262 0.0798
-6.000 -0.4718 0.05739 0.05167 -0.0024 0.5250 0.0838
-5.750 -0.4534 0.05508 0.04943 -0.0020 0.5227 0.0849
-5.500 -0.4361 0.05297 0.04729 -0.0017 0.5202 0.0867
-5.250 -0.4281 0.04991 0.04365 -0.0009 0.5184 0.0939
-5.000 -0.4073 0.04734 0.04118 -0.0007 0.5160 0.0951
-4.750 -0.3868 0.04548 0.03932 -0.0003 0.5137 0.0971
-4.500 -0.3708 0.04378 0.03709 0.0008 0.5119 0.1060
-4.250 -0.3489 0.04136 0.03476 0.0010 0.5099 0.1078
-4.000 -0.3266 0.03994 0.03329 0.0014 0.5079 0.1115
-3.750 -0.3069 0.03832 0.03135 0.0023 0.5059 0.1212
-3.500 -0.2828 0.03028 0.02182 0.0057 0.5047 0.0747
-3.250 -0.2559 0.02847 0.01991 0.0061 0.5025 0.0714
-3.000 -0.2293 0.02677 0.01800 0.0067 0.5002 0.0697
-2.750 -0.2021 0.02566 0.01670 0.0071 0.4980 0.0700
-2.500 -0.1745 0.02466 0.01554 0.0075 0.4958 0.0703
-2.250 -0.1464 0.02373 0.01446 0.0079 0.4936 0.0704
-2.000 -0.1183 0.02296 0.01356 0.0083 0.4913 0.0709
-1.750 -0.0903 0.02233 0.01282 0.0086 0.4891 0.0718
-1.500 -0.0624 0.02199 0.01232 0.0091 0.4870 0.0733
-1.250 -0.0353 0.02153 0.01191 0.0092 0.4851 0.0755
-1.000 -0.0074 0.02115 0.01164 0.0093 0.4832 0.0780
-0.750 0.0203 0.02086 0.01142 0.0095 0.4809 0.0804
-0.500 0.0477 0.02065 0.01124 0.0097 0.4783 0.0828
-0.250 0.0735 0.02026 0.01099 0.0101 0.4757 0.0872
0.000 0.1002 0.02014 0.01088 0.0106 0.4733 0.0928
0.250 0.1255 0.01985 0.01070 0.0111 0.4713 0.0998
0.500 0.1511 0.01968 0.01058 0.0117 0.4695 0.1118
0.750 0.1755 0.01938 0.01048 0.0125 0.4678 0.1525
1.000 0.2651 0.01832 0.01200 0.0044 0.4646 0.9684
1.250 0.3926 0.01853 0.01215 -0.0150 0.4594 1.0000
1.500 0.4173 0.01883 0.01244 -0.0147 0.4568 1.0000
1.750 0.4417 0.01907 0.01264 -0.0142 0.4543 1.0000
2.000 0.4659 0.01922 0.01273 -0.0136 0.4520 1.0000
2.250 0.4899 0.01938 0.01282 -0.0129 0.4499 1.0000
2.500 0.5138 0.01963 0.01300 -0.0122 0.4481 1.0000
2.750 0.5374 0.02004 0.01335 -0.0115 0.4464 1.0000
3.000 0.5613 0.02067 0.01408 -0.0115 0.4433 1.0000
3.250 0.5850 0.02127 0.01480 -0.0114 0.4392 1.0000
3.500 0.6083 0.02176 0.01533 -0.0110 0.4362 1.0000
3.750 0.6315 0.02208 0.01564 -0.0103 0.4337 1.0000
4.000 0.6548 0.02221 0.01573 -0.0094 0.4316 1.0000
4.250 0.6781 0.02233 0.01580 -0.0084 0.4297 1.0000
4.500 0.7011 0.02258 0.01600 -0.0075 0.4280 1.0000
4.750 0.7225 0.02341 0.01689 -0.0070 0.4250 1.0000
5.000 0.7420 0.02460 0.01830 -0.0071 0.4192 1.0000
5.250 0.7634 0.02505 0.01880 -0.0063 0.4160 1.0000
5.500 0.7858 0.02518 0.01891 -0.0052 0.4137 1.0000
5.750 0.8091 0.02510 0.01878 -0.0040 0.4119 1.0000
6.000 0.8321 0.02510 0.01874 -0.0028 0.4102 1.0000
6.250 0.8550 0.02523 0.01882 -0.0016 0.4086 1.0000
6.500 0.8641 0.02751 0.02146 -0.0015 0.4002 1.0000
6.750 0.8850 0.02766 0.02163 -0.0002 0.3973 1.0000
7.000 0.9085 0.02740 0.02136 0.0011 0.3954 1.0000
7.250 0.9328 0.02705 0.02095 0.0025 0.3936 1.0000
7.500 0.9576 0.02669 0.02054 0.0038 0.3921 1.0000
7.750 0.9610 0.02897 0.02312 0.0049 0.3840 1.0000
8.000 0.9827 0.02884 0.02302 0.0063 0.3808 1.0000
8.250 1.0095 0.02813 0.02226 0.0076 0.3787 1.0000
8.500 1.0435 0.02631 0.02032 0.0088 0.3766 1.0000
8.750 1.0681 0.02541 0.01942 0.0101 0.3705 1.0000
9.000 1.0957 0.02412 0.01810 0.0113 0.3641 1.0000
9.250 1.1272 0.02272 0.01658 0.0123 0.3606 1.0000
9.500 1.1484 0.02263 0.01659 0.0134 0.3549 1.0000
9.750 1.1713 0.02233 0.01635 0.0143 0.3488 1.0000
10.000 1.2005 0.02142 0.01536 0.0151 0.3446 1.0000
10.250 1.2191 0.02167 0.01579 0.0161 0.3369 1.0000
10.500 1.2455 0.02108 0.01518 0.0168 0.3305 1.0000
10.750 1.2657 0.02123 0.01547 0.0177 0.3214 1.0000
11.000 1.2894 0.02097 0.01521 0.0184 0.3122 1.0000
11.250 1.3101 0.02104 0.01530 0.0192 0.3004 1.0000
11.500 1.3276 0.02142 0.01573 0.0201 0.2860 1.0000
11.750 1.3407 0.02216 0.01650 0.0211 0.2684 1.0000
12.000 1.3466 0.02336 0.01768 0.0224 0.2474 1.0000
12.250 1.3366 0.02549 0.01975 0.0240 0.2289 1.0000
12.500 1.3121 0.02963 0.02389 0.0237 0.2156 1.0000
12.750 1.2872 0.03449 0.02871 0.0226 0.2009 1.0000
13.000 1.2622 0.03936 0.03351 0.0217 0.1859 1.0000
13.250 1.2377 0.04417 0.03825 0.0209 0.1706 1.0000
13.500 1.2147 0.04889 0.04287 0.0200 0.1558 1.0000
13.750 1.1925 0.05361 0.04747 0.0191 0.1413 1.0000
14.000 1.1743 0.05822 0.05197 0.0181 0.1280 1.0000
14.250 1.1604 0.06255 0.05619 0.0170 0.1164 1.0000
14.500 1.1505 0.06651 0.06006 0.0161 0.1065 1.0000
14.750 1.1450 0.07000 0.06345 0.0153 0.0991 1.0000
15.000 1.1407 0.07334 0.06669 0.0146 0.0926 1.0000
15.250 1.1419 0.07614 0.06950 0.0140 0.0871 1.0000
15.500 1.1447 0.07852 0.07175 0.0137 0.0826 1.0000
15.750 1.1485 0.08105 0.07434 0.0132 0.0788 1.0000
16.000 1.1550 0.08302 0.07623 0.0131 0.0757 1.0000
16.250 1.1627 0.08488 0.07809 0.0130 0.0727 1.0000
16.500 1.1693 0.08704 0.08029 0.0126 0.0701 1.0000
16.750 1.1793 0.08851 0.08168 0.0127 0.0678 1.0000
17.000 1.1896 0.09000 0.08319 0.0128 0.0657 1.0000
17.250 1.1964 0.09221 0.08548 0.0123 0.0640 1.0000
17.500 1.2058 0.09398 0.08727 0.0122 0.0623 1.0000
17.750 1.2209 0.09471 0.08792 0.0126 0.0607 1.0000
18.000 1.2340 0.09580 0.08902 0.0130 0.0593 1.0000
18.250 1.2368 0.09877 0.09214 0.0120 0.0581 1.0000
18.500 1.2410 0.10148 0.09496 0.0112 0.0570 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LA2573A (la2573a-il)