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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 10.17 at α=18.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-l1003-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-l1003-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.750  -0.4053   0.19072   0.18599   0.0545   0.4542   0.0511
 -14.500  -0.3956   0.18828   0.18356   0.0519   0.4533   0.0517
 -14.000  -0.3787   0.18377   0.17919   0.0454   0.4511   0.0522
 -13.750  -0.3617   0.17991   0.17539   0.0439   0.4499   0.0524
 -13.500  -0.3474   0.17690   0.17243   0.0421   0.4490   0.0528
 -13.250  -0.3344   0.17420   0.16977   0.0401   0.4481   0.0532
 -13.000  -0.3219   0.17159   0.16718   0.0380   0.4474   0.0538
 -12.750  -0.3100   0.16900   0.16462   0.0358   0.4467   0.0544
 -12.500  -0.2984   0.16643   0.16207   0.0336   0.4461   0.0550
 -12.250  -0.2872   0.16387   0.15954   0.0313   0.4455   0.0558
 -12.000  -0.2782   0.16159   0.15727   0.0286   0.4451   0.0566
 -11.750  -0.2761   0.16029   0.15599   0.0248   0.4448   0.0569
 -11.500  -0.2739   0.15862   0.15434   0.0213   0.4445   0.0570
 -11.250  -0.2531   0.15431   0.15005   0.0205   0.4440   0.0572
 -11.000  -0.2368   0.15109   0.14686   0.0191   0.4436   0.0575
 -10.750  -0.2227   0.14843   0.14423   0.0173   0.4433   0.0578
 -10.500  -0.2094   0.14600   0.14183   0.0152   0.4431   0.0582
 -10.250  -0.1963   0.14373   0.13960   0.0128   0.4430   0.0588
 -10.000  -0.1830   0.14155   0.13746   0.0100   0.4430   0.0594
  -9.750  -0.1666   0.13968   0.13569   0.0058   0.4436   0.0601
  -9.500  -0.1469   0.13825   0.13441  -0.0004   0.4454   0.0611
  -9.250  -0.1155   0.13917   0.13562  -0.0156   0.4593   0.0620
  -9.000  -0.1244   0.13791   0.13432  -0.0184   0.4579   0.0621
  -8.750  -0.1193   0.13522   0.13160  -0.0190   0.4569   0.0623
  -8.500  -0.1044   0.13208   0.12843  -0.0179   0.4562   0.0624
  -8.250  -0.0931   0.12951   0.12583  -0.0174   0.4556   0.0627
  -8.000  -0.0265   0.13215   0.12888  -0.0415   0.4793   0.0633
  -7.750  -0.0133   0.13053   0.12728  -0.0448   0.4776   0.0638
  -7.500  -0.0037   0.12908   0.12584  -0.0473   0.4764   0.0643
  -7.250   0.0039   0.12769   0.12446  -0.0495   0.4754   0.0650
  -7.000   0.0096   0.12636   0.12314  -0.0514   0.4745   0.0657
  -6.750   0.0131   0.12511   0.12189  -0.0532   0.4737   0.0665
  -6.500   0.0080   0.12411   0.12089  -0.0559   0.4730   0.0673
  -6.250  -0.0130   0.12345   0.12023  -0.0595   0.4723   0.0676
  -5.750  -0.0288   0.12133   0.11813  -0.0597   0.4712   0.0679
  -5.500  -0.0154   0.11960   0.11640  -0.0582   0.4708   0.0681
  -5.250  -0.0127   0.11851   0.11531  -0.0569   0.4704   0.0683
  -5.000  -0.0165   0.11775   0.11454  -0.0555   0.4700   0.0685
  -4.750  -0.0191   0.11692   0.11371  -0.0546   0.4697   0.0688
  -4.500  -0.0210   0.11605   0.11282  -0.0541   0.4695   0.0692
  -4.250  -0.0672   0.11895   0.11589  -0.0596   0.4639   0.0689
  -4.000  -0.0843   0.11822   0.11516  -0.0583   0.4616   0.0690
  -3.750  -0.0997   0.11721   0.11414  -0.0563   0.4600   0.0692
  -3.500  -0.1083   0.11591   0.11283  -0.0551   0.4589   0.0696
  -3.250  -0.1109   0.11440   0.11128  -0.0547   0.4580   0.0700
  -3.000  -0.1092   0.11274   0.10958  -0.0550   0.4572   0.0707
  -2.750  -0.1033   0.11093   0.10770  -0.0559   0.4566   0.0715
  -2.500  -0.0782   0.10698   0.10327  -0.0658   0.4560   0.0737
  -2.250  -0.0681   0.10547   0.10180  -0.0647   0.4556   0.0739
  -2.000  -0.0566   0.10427   0.10061  -0.0637   0.4552   0.0742
  -1.750  -0.0422   0.10331   0.09964  -0.0633   0.4549   0.0747
  -1.500  -0.0245   0.10252   0.09881  -0.0635   0.4546   0.0755
  -1.250  -0.0024   0.10174   0.09794  -0.0646   0.4544   0.0769
  -1.000  -0.0747   0.10218   0.09847  -0.0606   0.4497   0.0755
  -0.750  -0.0654   0.10125   0.09747  -0.0609   0.4476   0.0764
  -0.500  -0.0291   0.09977   0.09537  -0.0658   0.4457   0.0802
  -0.250  -0.0161   0.09830   0.09394  -0.0656   0.4443   0.0805
   0.000  -0.0013   0.09726   0.09293  -0.0654   0.4433   0.0809
   0.250   0.0159   0.09655   0.09219  -0.0654   0.4424   0.0815
   0.500   0.0364   0.09605   0.09162  -0.0656   0.4416   0.0826
   0.750   0.0611   0.09566   0.09109  -0.0662   0.4410   0.0849
   1.000   0.0929   0.09503   0.09011  -0.0674   0.4405   0.0880
   1.250   0.1161   0.09493   0.09000  -0.0675   0.4401   0.0891
   1.500   0.1421   0.09525   0.09024  -0.0678   0.4397   0.0913
   1.750   0.1742   0.09565   0.09033  -0.0684   0.4394   0.0961
   2.000   0.2004   0.09639   0.09107  -0.0686   0.4392   0.0985
   2.250   0.1361   0.09526   0.08997  -0.0674   0.4318   0.0964
   2.500   0.1527   0.09527   0.08996  -0.0673   0.4299   0.0984
   2.750   0.1764   0.09556   0.08996  -0.0674   0.4285   0.1045
   3.000   0.1969   0.09549   0.08991  -0.0673   0.4273   0.1064
   3.250   0.2235   0.09618   0.09034  -0.0672   0.4263   0.1141
   3.500   0.2468   0.09643   0.09063  -0.0672   0.4256   0.1167
   3.750   0.2742   0.09740   0.09142  -0.0672   0.4251   0.1256
   4.000   0.3039   0.09883   0.09269  -0.0672   0.4246   0.1364
   4.250   0.3346   0.10005   0.09394  -0.0674   0.4242   0.1430
   4.500   0.3517   0.10182   0.09566  -0.0675   0.4236   0.1531
   4.750   0.3035   0.09980   0.09363  -0.0668   0.4131   0.1498
   5.000   0.3265   0.10053   0.09428  -0.0666   0.4116   0.1635
   5.250   0.3511   0.10104   0.09479  -0.0665   0.4105   0.1800
   5.500   0.3782   0.10186   0.09566  -0.0665   0.4097   0.2010
   6.750   0.4703   0.10729   0.10020  -0.0642   0.3923   0.1312
   7.000   0.4660   0.10588   0.09859  -0.0634   0.3720   0.1231
   7.250   0.4964   0.10476   0.09746  -0.0626   0.3669   0.1199
   7.500   0.5293   0.10441   0.09703  -0.0617   0.3651   0.1194
   7.750   0.5642   0.10427   0.09683  -0.0608   0.3641   0.1204
   8.000   0.5991   0.10453   0.09706  -0.0601   0.3634   0.1203
   8.250   0.5819   0.10482   0.09737  -0.0605   0.3424   0.1202
   8.500   0.6049   0.10496   0.09749  -0.0600   0.3391   0.1217
   8.750   0.6304   0.10505   0.09756  -0.0594   0.3376   0.1232
   9.000   0.6575   0.10489   0.09743  -0.0587   0.3366   0.1239
   9.250   0.6860   0.10460   0.09718  -0.0581   0.3359   0.1253
   9.500   0.6869   0.10615   0.09878  -0.0586   0.3243   0.1265
   9.750   0.7137   0.10579   0.09846  -0.0580   0.3233   0.1299
  10.000   0.7170   0.10787   0.10057  -0.0586   0.3135   0.1309
  10.250   0.7416   0.10771   0.10041  -0.0581   0.3117   0.1329
  10.500   0.7671   0.10745   0.10014  -0.0577   0.3105   0.1350
  10.750   0.7830   0.10843   0.10113  -0.0578   0.3069   0.1381
  11.000   0.8162   0.10715   0.09984  -0.0569   0.3087   0.1450
  11.250   0.8086   0.11135   0.10407  -0.0582   0.2980   0.1473
  11.500   0.8304   0.11162   0.10437  -0.0579   0.2969   0.1582
  11.750   0.8731   0.11122   0.10553  -0.0619   0.2960   1.0000
  12.000   0.8618   0.11657   0.11091  -0.0634   0.2870   1.0000
  12.250   0.8819   0.11702   0.11129  -0.0631   0.2853   1.0000
  12.500   0.9031   0.11728   0.11150  -0.0628   0.2842   1.0000
  12.750   0.9247   0.11747   0.11166  -0.0625   0.2834   1.0000
  13.000   0.9473   0.11748   0.11163  -0.0622   0.2826   1.0000
  13.250   0.9261   0.12488   0.11910  -0.0644   0.2742   1.0000
  13.500   0.9437   0.12573   0.11993  -0.0643   0.2726   1.0000
  13.750   0.9632   0.12619   0.12038  -0.0642   0.2714   1.0000
  14.000   0.9858   0.12611   0.12029  -0.0639   0.2705   1.0000
  14.250   1.0110   0.12551   0.11968  -0.0635   0.2697   1.0000
  14.500   1.0356   0.12502   0.11917  -0.0631   0.2691   1.0000
  14.750   0.9985   0.13555   0.12980  -0.0664   0.2602   1.0000
  15.000   1.0170   0.13612   0.13038  -0.0664   0.2587   1.0000
  15.250   1.0375   0.13628   0.13054  -0.0662   0.2576   1.0000
  15.500   1.0612   0.13585   0.13012  -0.0659   0.2568   1.0000
  15.750   1.0845   0.13547   0.12975  -0.0655   0.2561   1.0000
  16.000   1.1104   0.13463   0.12892  -0.0651   0.2556   1.0000
  16.250   1.1455   0.13210   0.12637  -0.0641   0.2551   1.0000
  16.500   1.0975   0.14455   0.13895  -0.0684   0.2444   1.0000
  16.750   1.1296   0.14238   0.13677  -0.0675   0.2436   1.0000
  17.000   1.1654   0.13958   0.13397  -0.0664   0.2430   1.0000
  17.250   1.2063   0.13609   0.13046  -0.0651   0.2424   1.0000
  17.500   1.2441   0.13329   0.12764  -0.0641   0.2417   1.0000
  17.750   1.2850   0.13011   0.12442  -0.0629   0.2407   1.0000
  18.000   1.2334   0.14216   0.13665  -0.0671   0.2311   1.0000
  18.250   1.2694   0.13961   0.13409  -0.0661   0.2299   1.0000
  18.500   1.3049   0.13721   0.13166  -0.0651   0.2285   1.0000
  18.750   1.3518   0.13297   0.12734  -0.0636   0.2267   1.0000
  19.000   1.3203   0.14156   0.13612  -0.0666   0.2207   1.0000
  19.250   1.3346   0.14261   0.13719  -0.0670   0.2165   1.0000
<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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