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

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
<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)