LA2573A (la2573a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LA2573A (la2573a-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.94 at α=-0.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-la2573a-il-50000.txt Download as CSV file: xf-la2573a-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.4176 0.13616 0.13056 0.0186 0.8673 0.1981
-10.500 -0.4319 0.13608 0.13041 0.0151 0.8510 0.2049
-10.250 -0.4220 0.13178 0.12603 0.0143 0.8337 0.2083
-10.000 -0.3971 0.12750 0.12161 0.0154 0.8169 0.2160
-9.750 -0.4103 0.12694 0.12109 0.0119 0.8093 0.2249
-9.500 -0.3899 0.12192 0.11599 0.0123 0.7980 0.2308
-9.250 -0.3784 0.11913 0.11319 0.0113 0.7886 0.2420
-9.000 -0.3858 0.11682 0.11092 0.0089 0.7829 0.2489
-8.750 -0.3592 0.11287 0.10692 0.0094 0.7738 0.2603
-8.500 -0.3708 0.11093 0.10506 0.0065 0.7695 0.2693
-8.250 -0.3443 0.10718 0.10125 0.0074 0.7623 0.2819
-8.000 -0.3403 0.10420 0.09832 0.0059 0.7578 0.2928
-7.750 -0.3589 0.10382 0.09805 0.0033 0.7545 0.3083
-7.500 -0.3152 0.09856 0.09272 0.0048 0.7469 0.3232
-7.250 -0.3040 0.09573 0.08989 0.0050 0.7421 0.3396
-7.000 -0.2907 0.09306 0.08727 0.0046 0.7374 0.3617
-6.750 -0.2794 0.09069 0.08495 0.0044 0.7328 0.3861
-6.500 -0.2980 0.09019 0.08458 0.0043 0.7303 0.4126
-6.250 -0.2448 0.08555 0.07985 0.0061 0.7247 0.4436
-5.750 -0.2074 0.08111 0.07547 0.0081 0.7170 0.5206
-5.500 -0.1698 0.07834 0.07270 0.0087 0.7120 0.5680
-5.250 -0.1324 0.07590 0.07024 0.0101 0.7073 0.6315
-5.000 -0.0983 0.07385 0.06815 0.0116 0.7036 0.7008
-4.250 -0.2659 0.05868 0.05215 -0.0294 0.7067 0.2864
-4.000 -0.2404 0.05332 0.04590 -0.0337 0.7048 0.2115
-3.750 -0.2192 0.05120 0.04335 -0.0339 0.7024 0.1969
-3.500 -0.1957 0.04960 0.04110 -0.0351 0.7000 0.1842
-3.250 -0.1730 0.04797 0.03930 -0.0361 0.6972 0.1800
-3.000 -0.1505 0.04669 0.03768 -0.0367 0.6948 0.1747
-2.750 -0.1278 0.04586 0.03638 -0.0370 0.6933 0.1705
-2.500 -0.1056 0.04527 0.03556 -0.0374 0.6918 0.1708
-2.250 -0.0836 0.04482 0.03499 -0.0378 0.6900 0.1730
-2.000 -0.0612 0.04455 0.03455 -0.0380 0.6881 0.1750
-1.750 -0.0392 0.04449 0.03433 -0.0384 0.6874 0.1767
-1.500 -0.0214 0.04481 0.03453 -0.0391 0.6888 0.1790
-1.250 -0.0058 0.04535 0.03494 -0.0394 0.6903 0.1829
-1.000 0.0085 0.04598 0.03546 -0.0396 0.6927 0.1876
-0.750 0.0270 0.04650 0.03606 -0.0404 0.6960 0.1941
-0.500 0.2926 0.04219 0.03456 -0.0724 0.6750 1.0000
-0.250 0.2993 0.04389 0.03602 -0.0719 0.6776 1.0000
0.000 0.3062 0.04556 0.03749 -0.0711 0.6805 1.0000
1.250 -0.1730 0.04732 0.03666 -0.0029 0.9844 0.1916
1.500 -0.1219 0.04945 0.03867 -0.0083 0.9632 0.2061
1.750 -0.0755 0.05131 0.04074 -0.0127 0.9433 0.2327
2.000 0.0182 0.05176 0.04378 -0.0256 0.9282 1.0000
2.250 0.0543 0.05393 0.04547 -0.0280 0.8976 1.0000
2.500 0.0908 0.05657 0.04780 -0.0306 0.8754 1.0000
2.750 0.1258 0.05946 0.05045 -0.0329 0.8551 1.0000
3.000 0.1367 0.05989 0.05072 -0.0309 0.8280 1.0000
3.250 0.1589 0.06170 0.05237 -0.0310 0.8086 1.0000
3.500 0.1797 0.06354 0.05407 -0.0310 0.7914 1.0000
3.750 0.2056 0.06596 0.05634 -0.0317 0.7769 1.0000
4.000 0.2354 0.06859 0.05885 -0.0328 0.7612 1.0000
4.250 0.2451 0.06947 0.05964 -0.0310 0.7439 1.0000
4.500 0.2543 0.07063 0.06071 -0.0295 0.7281 1.0000
4.750 0.2684 0.07237 0.06236 -0.0287 0.7144 1.0000
5.000 0.3033 0.07578 0.06570 -0.0304 0.7035 1.0000
5.250 0.3042 0.07620 0.06605 -0.0280 0.6879 1.0000
5.500 0.3141 0.07786 0.06766 -0.0270 0.6761 1.0000
5.750 0.3447 0.08097 0.07071 -0.0281 0.6652 1.0000
6.000 0.3437 0.08155 0.07125 -0.0259 0.6510 1.0000
6.250 0.3846 0.08634 0.07601 -0.0282 0.6442 1.0000
6.500 0.3749 0.08574 0.07537 -0.0253 0.6290 1.0000
6.750 0.3852 0.08785 0.07745 -0.0247 0.6198 1.0000
7.000 0.4048 0.09013 0.07972 -0.0247 0.6080 1.0000
7.250 0.4073 0.09167 0.08124 -0.0236 0.5981 1.0000
7.500 0.4320 0.09457 0.08414 -0.0240 0.5876 1.0000
7.750 0.4306 0.09585 0.08541 -0.0229 0.5775 1.0000
8.000 0.4546 0.09887 0.08844 -0.0233 0.5679 1.0000
8.250 0.4538 0.10038 0.08994 -0.0224 0.5586 1.0000
8.500 0.4755 0.10324 0.09283 -0.0227 0.5484 1.0000
8.750 0.4786 0.10536 0.09496 -0.0223 0.5408 1.0000
9.000 0.4931 0.10760 0.09722 -0.0221 0.5294 1.0000
9.250 0.5113 0.11152 0.10116 -0.0227 0.5237 1.0000
9.500 0.5088 0.11214 0.10181 -0.0218 0.5111 1.0000
10.000 0.5249 0.11703 0.10676 -0.0218 0.4933 1.0000
10.250 0.5610 0.12250 0.11230 -0.0229 0.4861 1.0000
10.500 0.5418 0.12232 0.11213 -0.0221 0.4764 1.0000
10.750 0.5680 0.12644 0.11632 -0.0226 0.4675 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LA2573A (la2573a-il)