LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 4.45 at α=14.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-l1003-il-100000.txt Download as CSV file: xf-l1003-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: LIEBECK L1003 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.750 -0.3348 0.19538 0.19079 0.0267 0.5337 0.0679
-14.500 -0.3262 0.19219 0.18747 0.0276 0.5309 0.0683
-14.250 -0.2963 0.18880 0.18425 0.0202 0.5464 0.0690
-13.500 -0.0545 0.17350 0.16990 -0.0477 0.6620 0.0738
-13.250 -0.0414 0.17026 0.16664 -0.0480 0.6498 0.0742
-13.000 -0.0340 0.16832 0.16467 -0.0479 0.6444 0.0748
-12.750 -0.0315 0.16743 0.16374 -0.0469 0.6416 0.0754
-12.500 -0.0197 0.16507 0.16136 -0.0499 0.6292 0.0763
-12.250 -0.0160 0.16385 0.16011 -0.0500 0.6256 0.0771
-12.000 -0.0147 0.16305 0.15927 -0.0495 0.6234 0.0781
-11.750 -0.0062 0.16123 0.15744 -0.0533 0.6131 0.0793
-11.500 -0.0087 0.16079 0.15696 -0.0550 0.6095 0.0799
-11.250 -0.0150 0.16070 0.15685 -0.0564 0.6074 0.0802
-11.000 -0.0592 0.15847 0.15441 -0.0536 0.6142 0.0801
-10.750 -0.0492 0.15582 0.15176 -0.0544 0.6088 0.0804
-10.500 -0.0382 0.15333 0.14923 -0.0533 0.6059 0.0809
-10.250 -0.0327 0.15204 0.14790 -0.0521 0.6042 0.0815
-10.000 -0.0138 0.14916 0.14505 -0.0571 0.5924 0.0825
-9.750 -0.0076 0.14771 0.14357 -0.0577 0.5894 0.0833
-9.500 -0.0040 0.14656 0.14240 -0.0577 0.5873 0.0844
-9.250 -0.0030 0.14579 0.14159 -0.0575 0.5859 0.0854
-9.000 0.0029 0.14474 0.14057 -0.0636 0.5778 0.0867
-8.750 -0.0080 0.14481 0.14065 -0.0674 0.5737 0.0872
-8.500 0.0111 0.14157 0.13740 -0.0660 0.5708 0.0878
-8.250 0.0199 0.13989 0.13570 -0.0651 0.5689 0.0886
-8.000 0.0242 0.13885 0.13463 -0.0643 0.5676 0.0895
-7.750 0.0256 0.13821 0.13397 -0.0632 0.5666 0.0905
-7.500 0.0359 0.13679 0.13262 -0.0700 0.5577 0.0917
-7.250 0.0351 0.13591 0.13174 -0.0708 0.5546 0.0929
-7.000 0.0278 0.13545 0.13127 -0.0715 0.5525 0.0941
-6.750 0.0102 0.13559 0.13141 -0.0723 0.5510 0.0947
-6.500 -0.0031 0.13510 0.13093 -0.0722 0.5498 0.0950
-6.250 0.0168 0.13280 0.12860 -0.0698 0.5489 0.0957
-6.000 0.0226 0.13188 0.12765 -0.0679 0.5481 0.0966
-5.750 -0.0039 0.13259 0.12849 -0.0703 0.5396 0.0966
-5.500 -0.0120 0.13198 0.12789 -0.0688 0.5370 0.0972
-5.250 -0.0212 0.13134 0.12726 -0.0670 0.5351 0.0981
-5.000 -0.0324 0.13072 0.12664 -0.0651 0.5337 0.0989
-4.750 -0.0462 0.13016 0.12608 -0.0630 0.5327 0.0998
-4.500 -0.0787 0.13423 0.13041 -0.0529 0.5265 0.1003
-4.250 -0.1123 0.13401 0.13022 -0.0484 0.5228 0.1003
-4.000 -0.1337 0.13301 0.12923 -0.0460 0.5208 0.1008
-3.750 -0.1488 0.13142 0.12763 -0.0458 0.5192 0.1019
-3.500 -0.1719 0.12865 0.12468 -0.0536 0.5178 0.1035
-3.250 -0.1638 0.12429 0.12010 -0.0573 0.5185 0.1039
-3.000 -0.1587 0.12273 0.11856 -0.0548 0.5174 0.1047
-2.750 -0.1511 0.12138 0.11721 -0.0538 0.5164 0.1062
-2.500 -0.1396 0.12006 0.11583 -0.0545 0.5156 0.1086
-2.250 -0.1148 0.11815 0.11360 -0.0627 0.5150 0.1133
-2.000 -0.1010 0.11686 0.11235 -0.0613 0.5145 0.1143
-1.750 -0.0821 0.11622 0.11170 -0.0613 0.5142 0.1164
-1.500 -0.1428 0.11417 0.10967 -0.0571 0.5093 0.1148
-1.250 -0.1376 0.11288 0.10837 -0.0566 0.5072 0.1165
-1.000 -0.1147 0.11219 0.10739 -0.0609 0.5053 0.1227
-0.750 -0.1005 0.11024 0.10536 -0.0619 0.5039 0.1244
-0.500 -0.0895 0.10897 0.10411 -0.0611 0.5027 0.1260
-0.250 -0.0599 0.10936 0.10416 -0.0644 0.5016 0.1343
0.000 -0.0423 0.10755 0.10234 -0.0649 0.5007 0.1363
0.250 -0.0240 0.10689 0.10171 -0.0647 0.5000 0.1391
0.500 0.0097 0.10733 0.10183 -0.0676 0.4994 0.1489
0.750 0.0305 0.10708 0.10165 -0.0675 0.4990 0.1529
1.000 0.0619 0.10782 0.10219 -0.0695 0.4986 0.1645
1.250 0.0187 0.10524 0.09956 -0.0673 0.4947 0.1630
1.500 0.0265 0.10408 0.09848 -0.0667 0.4925 0.1662
1.750 0.0461 0.10428 0.09846 -0.0679 0.4906 0.1787
2.000 0.0603 0.10354 0.09779 -0.0675 0.4889 0.1839
2.250 0.0824 0.10355 0.09767 -0.0682 0.4873 0.1980
2.500 0.1060 0.10386 0.09787 -0.0688 0.4859 0.2156
2.750 0.1304 0.10438 0.09837 -0.0691 0.4849 0.2364
3.000 0.1571 0.10559 0.09958 -0.0692 0.4842 0.2647
3.250 0.0914 0.10447 0.09892 -0.0636 0.4746 0.2550
3.500 0.1080 0.10439 0.09890 -0.0633 0.4724 0.2803
3.750 0.1288 0.10505 0.09955 -0.0632 0.4708 0.3213
4.000 0.1508 0.10570 0.10029 -0.0626 0.4697 0.3567
4.250 0.1781 0.10684 0.10149 -0.0625 0.4690 0.3986
4.500 0.1502 0.10608 0.10072 -0.0622 0.4625 0.3922
4.750 0.1663 0.10629 0.10098 -0.0617 0.4586 0.4189
5.000 0.1962 0.10796 0.10245 -0.0627 0.4561 0.4364
5.250 0.2340 0.10969 0.10403 -0.0642 0.4546 0.4296
5.500 0.3007 0.10928 0.10238 -0.0703 0.4564 0.3330
5.750 0.3524 0.11298 0.10507 -0.0710 0.4548 0.2085
6.000 0.3938 0.11631 0.10813 -0.0713 0.4540 0.1853
6.250 0.3615 0.11413 0.10605 -0.0706 0.4425 0.1880
6.500 0.3944 0.11641 0.10806 -0.0703 0.4403 0.1721
6.750 0.4339 0.12039 0.11170 -0.0703 0.4392 0.1619
7.000 0.4091 0.11942 0.11080 -0.0701 0.4268 0.1618
7.250 0.4403 0.12192 0.11321 -0.0700 0.4249 0.1619
7.500 0.4777 0.12587 0.11707 -0.0702 0.4239 0.1612
7.750 0.4450 0.12480 0.11606 -0.0705 0.4121 0.1614
8.000 0.4718 0.12691 0.11816 -0.0705 0.4100 0.1605
8.250 0.5037 0.13028 0.12146 -0.0705 0.4089 0.1614
8.500 0.4759 0.13062 0.12188 -0.0716 0.4011 0.1607
8.750 0.4932 0.13222 0.12349 -0.0716 0.3977 0.1629
9.000 0.5139 0.13412 0.12542 -0.0716 0.3956 0.1647
9.250 0.5400 0.13670 0.12802 -0.0716 0.3942 0.1658
9.500 0.5724 0.14052 0.13183 -0.0720 0.3933 0.1689
9.750 0.5482 0.14117 0.13253 -0.0732 0.3908 0.1681
10.000 0.5535 0.14262 0.13399 -0.0740 0.3861 0.1705
10.250 0.5689 0.14454 0.13589 -0.0744 0.3834 0.1737
10.500 0.5881 0.14658 0.13789 -0.0746 0.3811 0.1762
10.750 0.6105 0.14899 0.14030 -0.0749 0.3796 0.1797
11.000 0.6376 0.15227 0.14355 -0.0751 0.3785 0.1854
11.250 0.6649 0.15645 0.14771 -0.0756 0.3779 0.1962
11.500 0.6427 0.15632 0.14762 -0.0771 0.3763 0.1942
11.750 0.6453 0.15751 0.14885 -0.0782 0.3718 0.2008
12.000 0.6603 0.15941 0.15082 -0.0788 0.3688 0.2173
12.250 0.6813 0.16050 0.15344 -0.0804 0.3667 1.0000
12.500 0.6999 0.16284 0.15569 -0.0804 0.3652 1.0000
12.750 0.7212 0.16581 0.15855 -0.0804 0.3642 1.0000
13.000 0.7474 0.17002 0.16267 -0.0804 0.3634 1.0000
13.250 0.7372 0.17073 0.16341 -0.0820 0.3623 1.0000
13.500 0.7343 0.17152 0.16421 -0.0834 0.3576 1.0000
13.750 0.7484 0.17332 0.16598 -0.0838 0.3538 1.0000
14.000 0.7691 0.17550 0.16812 -0.0838 0.3510 1.0000
14.250 0.7987 0.17943 0.17201 -0.0835 0.3493 1.0000
14.500 0.7842 0.18023 0.17287 -0.0858 0.3464 1.0000
14.750 0.7957 0.18168 0.17434 -0.0864 0.3395 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)