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

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
<< Back to LA2573A (la2573a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to LA2573A (la2573a-il)