XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: DOUGLAS LA203A AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.7423 0.01425 0.00654 -0.1692 0.6665 0.0979 0.500 0.8179 0.01279 0.00671 -0.1746 0.6594 0.6456 1.000 0.8725 0.01309 0.00709 -0.1737 0.6521 0.7090 1.500 0.9262 0.01330 0.00731 -0.1725 0.6453 0.7481 2.000 0.9764 0.01356 0.00766 -0.1708 0.6373 0.7785 2.500 1.0347 0.01364 0.00765 -0.1710 0.6308 0.7945 3.000 1.0875 0.01383 0.00792 -0.1704 0.6220 0.8106 3.500 1.1439 0.01394 0.00801 -0.1703 0.6146 0.8235 4.000 1.1981 0.01406 0.00818 -0.1700 0.6061 0.8367 4.500 1.2510 0.01426 0.00845 -0.1694 0.5973 0.8515 5.000 1.3053 0.01437 0.00855 -0.1690 0.5893 0.8676 5.500 1.3522 0.01451 0.00881 -0.1671 0.5791 0.8872 6.000 1.3943 0.01461 0.00903 -0.1643 0.5683 0.9131 6.500 1.4224 0.01442 0.00893 -0.1584 0.5562 0.9976 7.000 1.4842 0.01461 0.00910 -0.1602 0.5393 1.0000 7.500 1.5350 0.01493 0.00940 -0.1597 0.5193 1.0000 8.000 1.5801 0.01540 0.00988 -0.1581 0.4994 1.0000 8.500 1.6199 0.01603 0.01052 -0.1557 0.4794 1.0000 9.000 1.6492 0.01683 0.01134 -0.1514 0.4583 1.0000 9.500 1.6714 0.01795 0.01247 -0.1462 0.4352 1.0000 10.000 1.6857 0.01958 0.01410 -0.1405 0.4091 1.0000 10.500 1.6914 0.02201 0.01649 -0.1346 0.3785 1.0000 11.000 1.6892 0.02546 0.01987 -0.1289 0.3420 1.0000 11.500 1.6758 0.03033 0.02458 -0.1233 0.2977 1.0000 12.000 1.6527 0.03663 0.03066 -0.1182 0.2484 1.0000 12.500 1.6289 0.04377 0.03759 -0.1142 0.2037 1.0000 13.000 1.6102 0.05116 0.04481 -0.1114 0.1641 1.0000 13.500 1.5950 0.05881 0.05231 -0.1096 0.1318 1.0000 14.000 1.5856 0.06626 0.05969 -0.1085 0.1070 1.0000 14.500 1.5776 0.07394 0.06732 -0.1080 0.0904 1.0000 15.000 1.5760 0.08110 0.07453 -0.1079 0.0785 1.0000 15.500 1.5748 0.08837 0.08186 -0.1083 0.0703 1.0000 16.000 1.5739 0.09574 0.08927 -0.1089 0.0642 1.0000 16.500 1.5776 0.10252 0.09615 -0.1098 0.0591 1.0000 17.000 1.5834 0.10901 0.10275 -0.1109 0.0549 1.0000 17.500 1.5880 0.11548 0.10922 -0.1121 0.0515 1.0000 18.000 1.5986 0.12124 0.11516 -0.1135 0.0484 1.0000 18.500 1.6096 0.12648 0.12038 -0.1147 0.0459 1.0000 19.000 1.6212 0.13190 0.12599 -0.1164 0.0436 1.0000 19.500 1.6338 0.13698 0.13112 -0.1182 0.0415 1.0000 20.000 1.6500 0.14112 0.13533 -0.1194 0.0397 1.0000 20.500 1.6611 0.14638 0.14079 -0.1217 0.0382 1.0000 21.000 1.6760 0.15072 0.14521 -0.1236 0.0368 1.0000 21.500 1.6987 0.15309 0.14755 -0.1243 0.0356 1.0000 22.000 1.7028 0.15951 0.15427 -0.1279 0.0348 1.0000 22.500 1.7084 0.16545 0.16046 -0.1315 0.0339 1.0000 23.000 1.7127 0.17164 0.16686 -0.1356 0.0330 1.0000 23.500 1.7217 0.17669 0.17202 -0.1391 0.0322 1.0000 24.000 1.7376 0.17984 0.17522 -0.1412 0.0316 1.0000 24.500 1.7233 0.18968 0.18543 -0.1489 0.0312 1.0000 25.000 1.6985 0.20189 0.19809 -0.1589 0.0309 1.0000 25.500 1.6574 0.21840 0.21510 -0.1730 0.0308 1.0000