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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.7555 0.01164 0.00442 -0.1706 0.6458 0.0823 0.500 0.8320 0.01019 0.00441 -0.1765 0.6388 0.5755 1.000 0.8915 0.01029 0.00460 -0.1769 0.6319 0.6663 1.500 0.9478 0.01046 0.00485 -0.1766 0.6244 0.7051 2.000 1.0047 0.01065 0.00502 -0.1764 0.6174 0.7354 2.500 1.0604 0.01080 0.00523 -0.1762 0.6093 0.7549 3.000 1.1176 0.01095 0.00536 -0.1763 0.6018 0.7672 3.500 1.1731 0.01109 0.00555 -0.1762 0.5933 0.7819 4.000 1.2285 0.01127 0.00577 -0.1760 0.5849 0.7935 5.000 1.3377 0.01164 0.00623 -0.1755 0.5666 0.8203 5.500 1.3903 0.01185 0.00651 -0.1749 0.5555 0.8364 6.000 1.4397 0.01203 0.00676 -0.1736 0.5417 0.8542 6.500 1.4849 0.01225 0.00700 -0.1714 0.5242 0.8760 7.000 1.5236 0.01249 0.00734 -0.1680 0.5042 0.9053 7.500 1.5463 0.01263 0.00756 -0.1613 0.4865 1.0000 8.000 1.5937 0.01326 0.00817 -0.1604 0.4659 1.0000 8.500 1.6312 0.01402 0.00889 -0.1576 0.4443 1.0000 9.000 1.6604 0.01499 0.00984 -0.1534 0.4199 1.0000 9.500 1.6802 0.01639 0.01118 -0.1481 0.3920 1.0000 10.000 1.6904 0.01847 0.01318 -0.1421 0.3595 1.0000 10.500 1.6894 0.02166 0.01623 -0.1358 0.3191 1.0000 11.000 1.6756 0.02640 0.02075 -0.1297 0.2696 1.0000 11.500 1.6569 0.03218 0.02629 -0.1242 0.2209 1.0000 12.000 1.6406 0.03833 0.03226 -0.1199 0.1792 1.0000 12.500 1.6293 0.04459 0.03835 -0.1167 0.1441 1.0000 13.000 1.6235 0.05077 0.04444 -0.1145 0.1157 1.0000 13.500 1.6207 0.05704 0.05065 -0.1128 0.0945 1.0000 14.000 1.6199 0.06343 0.05701 -0.1117 0.0792 1.0000 14.500 1.6211 0.06984 0.06346 -0.1111 0.0685 1.0000 15.000 1.6230 0.07641 0.07009 -0.1108 0.0608 1.0000 15.500 1.6251 0.08316 0.07693 -0.1109 0.0553 1.0000 16.000 1.6246 0.09044 0.08429 -0.1114 0.0510 1.0000 16.500 1.6296 0.09704 0.09102 -0.1121 0.0474 1.0000 17.000 1.6303 0.10436 0.09844 -0.1132 0.0445 1.0000 17.500 1.6346 0.11117 0.10536 -0.1146 0.0417 1.0000 18.000 1.6365 0.11836 0.11267 -0.1163 0.0395 1.0000 18.500 1.6429 0.12485 0.11929 -0.1182 0.0373 1.0000 19.000 1.6446 0.13193 0.12642 -0.1205 0.0355 1.0000 19.500 1.6527 0.13806 0.13273 -0.1228 0.0339 1.0000 20.000 1.6594 0.14429 0.13907 -0.1254 0.0326 1.0000 20.500 1.6656 0.15031 0.14511 -0.1281 0.0314 1.0000 21.000 1.6736 0.15628 0.15128 -0.1311 0.0302 1.0000 21.500 1.6817 0.16203 0.15715 -0.1341 0.0292 1.0000 22.000 1.6906 0.16750 0.16270 -0.1373 0.0284 1.0000 22.500 1.7038 0.17167 0.16687 -0.1396 0.0276 1.0000 23.000 1.7082 0.17811 0.17355 -0.1439 0.0269 1.0000 23.500 1.7136 0.18422 0.17983 -0.1482 0.0262 1.0000 24.000 1.7206 0.18973 0.18548 -0.1522 0.0256 1.0000 24.500 1.7278 0.19517 0.19104 -0.1564 0.0251 1.0000 25.000 1.7367 0.19998 0.19591 -0.1603 0.0246 1.0000 25.500 1.7462 0.20434 0.20035 -0.1639 0.0241 1.0000 26.000 1.7423 0.21197 0.20824 -0.1705 0.0239 1.0000 26.500 1.7362 0.22006 0.21659 -0.1777 0.0236 1.0000 27.000 1.7230 0.22971 0.22654 -0.1865 0.0233 1.0000 27.500 1.7015 0.24143 0.23859 -0.1974 0.0232 1.0000 28.500 1.4834 0.33941 0.33751 -0.2708 0.0278 1.0000 29.000 1.4862 0.34893 0.34704 -0.2799 0.0256 1.0000 29.500 1.4980 0.35216 0.35030 -0.2839 0.0247 1.0000 30.000 1.5058 0.35886 0.35703 -0.2905 0.0226 1.0000 30.500 1.5168 0.36145 0.35966 -0.2943 0.0214 1.0000 31.000 1.5314 0.36260 0.36085 -0.2962 0.0210 1.0000 32.500 1.5497 0.38404 0.38231 -0.3174 0.0146 1.0000 33.000 1.5582 0.38757 0.38587 -0.3222 0.0138 1.0000 33.500 1.5663 0.39007 0.38840 -0.3264 0.0135 1.0000