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=5


Details Polar file
Airfoil: LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 7.03 at α=17.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-l1003-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-l1003-il-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.000  -0.3264   0.17277   0.16671   0.0376   0.4378   0.0636
 -12.750  -0.3190   0.17055   0.16447   0.0352   0.4371   0.0638
 -12.500  -0.3120   0.16831   0.16221   0.0330   0.4365   0.0639
 -12.250  -0.2989   0.16485   0.15874   0.0318   0.4358   0.0641
 -12.000  -0.2863   0.16168   0.15554   0.0307   0.4352   0.0645
 -11.750  -0.2749   0.15883   0.15267   0.0294   0.4346   0.0649
 -11.500  -0.2642   0.15611   0.14992   0.0279   0.4341   0.0654
 -11.250  -0.2540   0.15347   0.14725   0.0264   0.4337   0.0659
 -11.000  -0.2417   0.15100   0.14484   0.0240   0.4327   0.0667
 -10.750  -0.2296   0.14866   0.14257   0.0212   0.4315   0.0677
 -10.500  -0.2196   0.14645   0.14042   0.0183   0.4305   0.0685
 -10.250  -0.2111   0.14433   0.13835   0.0153   0.4296   0.0689
 -10.000  -0.2032   0.14222   0.13627   0.0124   0.4288   0.0691
  -9.750  -0.1962   0.14016   0.13424   0.0094   0.4281   0.0692
  -9.500  -0.1811   0.13716   0.13129   0.0077   0.4272   0.0694
  -9.250  -0.1656   0.13430   0.12846   0.0061   0.4264   0.0698
  -9.000  -0.1523   0.13184   0.12602   0.0042   0.4257   0.0702
  -8.750  -0.1402   0.12951   0.12373   0.0022   0.4250   0.0707
  -8.500  -0.1288   0.12728   0.12151   0.0001   0.4244   0.0713
  -8.250  -0.1181   0.12510   0.11936  -0.0020   0.4239   0.0720
  -8.000  -0.1081   0.12302   0.11729  -0.0043   0.4233   0.0729
  -7.750  -0.1007   0.12108   0.11538  -0.0070   0.4229   0.0740
  -7.500  -0.0976   0.11938   0.11370  -0.0105   0.4225   0.0746
  -7.250  -0.0944   0.11759   0.11193  -0.0139   0.4220   0.0748
  -7.000  -0.0821   0.11519   0.10957  -0.0157   0.4216   0.0750
  -6.750  -0.0671   0.11285   0.10724  -0.0168   0.4212   0.0754
  -6.500  -0.0544   0.11080   0.10522  -0.0183   0.4208   0.0759
  -6.250  -0.0436   0.10894   0.10337  -0.0201   0.4204   0.0765
  -6.000  -0.0341   0.10717   0.10163  -0.0221   0.4201   0.0771
  -5.750  -0.0265   0.10540   0.09987  -0.0240   0.4197   0.0778
  -5.500  -0.0210   0.10371   0.09820  -0.0258   0.4193   0.0785
  -5.250  -0.0199   0.10223   0.09673  -0.0274   0.4190   0.0793
  -5.000  -0.0234   0.10106   0.09558  -0.0291   0.4186   0.0799
  -4.750  -0.0253   0.09948   0.09399  -0.0327   0.4182   0.0805
  -4.500  -0.0204   0.09981   0.09442  -0.0417   0.4169   0.0809
  -4.250  -0.0148   0.09966   0.09433  -0.0480   0.4162   0.0811
  -4.000  -0.0057   0.09960   0.09437  -0.0495   0.4157   0.0815
  -3.750   0.0001   0.09962   0.09445  -0.0510   0.4155   0.0822
  -3.500   0.0026   0.09970   0.09458  -0.0529   0.4152   0.0831
  -3.250   0.0034   0.09965   0.09453  -0.0549   0.4152   0.0841
  -3.000   0.0027   0.09950   0.09437  -0.0569   0.4152   0.0853
  -2.750   0.0027   0.09898   0.09376  -0.0601   0.4153   0.0871
  -2.250   0.0055   0.09752   0.09208  -0.0636   0.4157   0.0881
  -2.000   0.0061   0.09701   0.09159  -0.0629   0.4161   0.0884
  -1.750   0.0024   0.09674   0.09132  -0.0619   0.4161   0.0889
  -1.500  -0.0075   0.09670   0.09128  -0.0604   0.4156   0.0892
  -1.250  -0.0061   0.09624   0.09078  -0.0598   0.4158   0.0899
  -1.000   0.0008   0.09565   0.09012  -0.0598   0.4161   0.0910
  -0.750   0.0123   0.09495   0.08931  -0.0604   0.4165   0.0927
  -0.500   0.0335   0.09396   0.08795  -0.0628   0.4169   0.0956
  -0.250   0.0456   0.09316   0.08717  -0.0624   0.4173   0.0964
   0.000   0.0633   0.09250   0.08646  -0.0624   0.4178   0.0980
   2.000   0.1539   0.09684   0.08947  -0.0673   0.4477   0.0808
   2.250   0.1611   0.09704   0.08964  -0.0672   0.4475   0.0801
   2.500   0.1615   0.09706   0.08962  -0.0669   0.4464   0.0796
   2.750   0.1720   0.09623   0.08866  -0.0665   0.4383   0.0790
   3.250   0.2558   0.09360   0.08524  -0.0650   0.4175   0.0803
   3.500   0.2460   0.09402   0.08557  -0.0647   0.4115   0.0807
   3.750   0.2659   0.09403   0.08550  -0.0644   0.4075   0.0820
   4.000   0.2925   0.09400   0.08534  -0.0640   0.4048   0.0831
   4.250   0.3275   0.09391   0.08501  -0.0635   0.4029   0.0836
   4.750   0.3393   0.09523   0.08618  -0.0630   0.3930   0.0845
   5.000   0.3620   0.09547   0.08624  -0.0625   0.3899   0.0863
   5.250   0.3888   0.09566   0.08627  -0.0621   0.3878   0.0888
   5.500   0.4178   0.09596   0.08651  -0.0616   0.3863   0.0908
   5.750   0.4493   0.09643   0.08685  -0.0611   0.3854   0.0922
   6.250   0.4495   0.09867   0.08905  -0.0610   0.3736   0.0944
   6.500   0.4737   0.09903   0.08940  -0.0606   0.3717   0.0967
   6.750   0.5008   0.09940   0.08976  -0.0602   0.3703   0.0985
   7.250   0.5175   0.10160   0.09199  -0.0602   0.3587   0.1008
   7.500   0.5407   0.10206   0.09238  -0.0597   0.3565   0.1034
   7.750   0.5659   0.10232   0.09268  -0.0592   0.3551   0.1051
   8.250   0.5850   0.10469   0.09514  -0.0593   0.3431   0.1068
   8.500   0.6100   0.10507   0.09551  -0.0591   0.3412   0.1090
   8.750   0.6373   0.10526   0.09564  -0.0587   0.3399   0.1119
   9.000   0.6342   0.10757   0.09799  -0.0594   0.3293   0.1127
   9.250   0.6584   0.10786   0.09826  -0.0593   0.3272   0.1143
   9.500   0.6849   0.10792   0.09830  -0.0590   0.3258   0.1161
   9.750   0.6817   0.11075   0.10117  -0.0599   0.3151   0.1168
  10.000   0.7048   0.11110   0.10148  -0.0597   0.3132   0.1191
  10.250   0.7044   0.11417   0.10458  -0.0607   0.3038   0.1203
  10.500   0.7244   0.11480   0.10519  -0.0607   0.3010   0.1240
  10.750   0.7465   0.11517   0.10556  -0.0606   0.2993   0.1284
  11.000   0.7440   0.11907   0.10950  -0.0618   0.2910   0.1302
  11.250   0.7623   0.12000   0.11041  -0.0618   0.2884   0.1343
  11.500   0.7830   0.12057   0.11101  -0.0618   0.2866   0.1414
  12.000   0.8065   0.12436   0.11645  -0.0647   0.2774   1.0000
  12.250   0.8247   0.12510   0.11711  -0.0646   0.2749   1.0000
  12.500   0.8450   0.12549   0.11743  -0.0643   0.2731   1.0000
  13.000   0.8608   0.13054   0.12246  -0.0654   0.2656   1.0000
  13.250   0.8745   0.13206   0.12396  -0.0656   0.2629   1.0000
  13.500   0.8908   0.13311   0.12498  -0.0657   0.2609   1.0000
  13.750   0.9101   0.13358   0.12543  -0.0655   0.2593   1.0000
  14.000   0.9305   0.13384   0.12566  -0.0653   0.2580   1.0000
  14.250   0.9317   0.13763   0.12949  -0.0664   0.2542   1.0000
  14.500   0.9354   0.14096   0.13285  -0.0674   0.2505   1.0000
  14.750   0.9477   0.14268   0.13459  -0.0678   0.2480   1.0000
  15.000   0.9641   0.14362   0.13554  -0.0679   0.2460   1.0000
  15.250   0.9819   0.14426   0.13618  -0.0679   0.2445   1.0000
  15.500   1.0004   0.14480   0.13673  -0.0679   0.2433   1.0000
  15.750   1.0198   0.14513   0.13708  -0.0678   0.2423   1.0000
  16.000   1.0038   0.15213   0.14418  -0.0705   0.2353   1.0000
  16.250   1.0146   0.15407   0.14615  -0.0712   0.2325   1.0000
  16.500   1.0306   0.15492   0.14703  -0.0713   0.2302   1.0000
  16.750   1.0496   0.15520   0.14732  -0.0713   0.2285   1.0000
  17.000   1.0699   0.15520   0.14735  -0.0711   0.2272   1.0000
  17.250   1.0906   0.15510   0.14728  -0.0709   0.2262   1.0000
  17.750   1.0853   0.16388   0.15623  -0.0746   0.2140   1.0000
  18.000   1.1029   0.16431   0.15668  -0.0747   0.2123   1.0000
<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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