LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 10.11 at α=15.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-l1003-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-l1003-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2299 0.13088 0.12520 0.0244 0.4090 0.0539
-9.500 -0.2246 0.12817 0.12249 0.0221 0.4086 0.0540
-9.250 -0.2218 0.12552 0.11985 0.0195 0.4082 0.0542
-9.000 -0.2062 0.12231 0.11663 0.0191 0.4075 0.0543
-8.750 -0.1935 0.11948 0.11379 0.0182 0.4070 0.0546
-8.500 -0.1825 0.11681 0.11112 0.0171 0.4065 0.0548
-8.250 -0.1720 0.11421 0.10852 0.0159 0.4060 0.0551
-8.000 -0.1622 0.11165 0.10595 0.0146 0.4055 0.0555
-7.750 -0.1528 0.10910 0.10340 0.0132 0.4051 0.0559
-7.500 -0.1437 0.10657 0.10087 0.0118 0.4047 0.0563
-7.250 -0.1351 0.10404 0.09834 0.0104 0.4042 0.0568
-7.000 -0.1271 0.10152 0.09582 0.0088 0.4038 0.0574
-6.750 -0.1198 0.09900 0.09330 0.0071 0.4035 0.0579
-6.500 -0.1146 0.09644 0.09074 0.0052 0.4031 0.0584
-6.250 -0.1102 0.09388 0.08819 0.0031 0.4027 0.0586
-6.000 -0.1104 0.09127 0.08560 0.0003 0.4024 0.0588
-5.750 -0.1127 0.08880 0.08315 -0.0022 0.4021 0.0589
-5.500 -0.1133 0.08633 0.08070 -0.0051 0.4017 0.0589
-5.250 -0.0995 0.08383 0.07827 -0.0057 0.4013 0.0590
-5.000 -0.0867 0.08146 0.07595 -0.0069 0.4009 0.0592
-4.750 -0.0741 0.07914 0.07368 -0.0085 0.4004 0.0594
-4.500 -0.0614 0.07683 0.07141 -0.0106 0.3999 0.0596
-4.250 -0.0479 0.07449 0.06911 -0.0132 0.3994 0.0598
-4.000 -0.0332 0.07213 0.06679 -0.0160 0.3988 0.0601
-3.750 -0.0170 0.06980 0.06448 -0.0189 0.3982 0.0604
-3.500 0.0006 0.06748 0.06217 -0.0220 0.3976 0.0606
-3.250 0.0198 0.06522 0.05992 -0.0252 0.3968 0.0609
-2.750 0.0653 0.05868 0.05316 -0.0346 0.3953 0.0587
-2.500 0.0875 0.05730 0.05179 -0.0367 0.3944 0.0586
-2.250 0.1097 0.05639 0.05093 -0.0389 0.3933 0.0581
-2.000 0.1326 0.05517 0.04970 -0.0413 0.3921 0.0571
-1.750 0.1566 0.05322 0.04763 -0.0437 0.3911 0.0559
-1.500 0.1815 0.05096 0.04516 -0.0460 0.3902 0.0551
-1.250 0.2054 0.04978 0.04384 -0.0479 0.3893 0.0549
-1.000 0.2286 0.04916 0.04311 -0.0496 0.3885 0.0550
-0.750 0.2512 0.04876 0.04261 -0.0509 0.3878 0.0553
-0.500 0.2734 0.04843 0.04217 -0.0520 0.3872 0.0556
-0.250 0.2958 0.04805 0.04165 -0.0528 0.3867 0.0561
0.000 0.3197 0.04723 0.04066 -0.0531 0.3863 0.0573
0.250 0.3456 0.04541 0.03848 -0.0529 0.3860 0.0585
0.500 0.3705 0.04405 0.03683 -0.0527 0.3856 0.0591
2.500 0.3324 0.06844 0.06128 -0.0596 0.3708 0.0608
2.750 0.3518 0.06863 0.06131 -0.0590 0.3705 0.0617
3.250 0.3930 0.06902 0.06138 -0.0579 0.3699 0.0647
3.500 0.4138 0.06942 0.06174 -0.0574 0.3695 0.0659
4.000 0.3716 0.07769 0.07011 -0.0586 0.3635 0.0658
4.250 0.3841 0.07870 0.07105 -0.0584 0.3619 0.0668
4.500 0.4033 0.07896 0.07115 -0.0579 0.3600 0.0682
4.750 0.4261 0.07893 0.07097 -0.0573 0.3584 0.0696
5.000 0.4512 0.07877 0.07081 -0.0567 0.3572 0.0708
5.250 0.4771 0.07863 0.07061 -0.0561 0.3563 0.0729
5.500 0.5039 0.07842 0.07024 -0.0554 0.3555 0.0752
5.750 0.5340 0.07766 0.06950 -0.0547 0.3548 0.0767
6.000 0.5619 0.07726 0.06906 -0.0540 0.3542 0.0786
6.500 0.5438 0.08352 0.07540 -0.0550 0.3442 0.0796
6.750 0.5686 0.08339 0.07519 -0.0544 0.3427 0.0814
7.000 0.5946 0.08298 0.07482 -0.0538 0.3416 0.0826
7.250 0.6222 0.08241 0.07426 -0.0531 0.3406 0.0842
7.500 0.6498 0.08184 0.07367 -0.0524 0.3398 0.0862
7.750 0.6286 0.08658 0.07850 -0.0536 0.3309 0.0862
8.000 0.6504 0.08669 0.07860 -0.0532 0.3289 0.0872
8.250 0.6737 0.08661 0.07851 -0.0527 0.3274 0.0879
8.500 0.6983 0.08628 0.07823 -0.0522 0.3263 0.0888
8.750 0.6857 0.09061 0.08265 -0.0533 0.3171 0.0890
9.000 0.7048 0.09108 0.08318 -0.0531 0.3146 0.0906
9.250 0.7266 0.09126 0.08338 -0.0528 0.3129 0.0922
10.750 0.7900 0.10227 0.09458 -0.0547 0.2667 0.0965
11.250 0.8332 0.10283 0.09509 -0.0543 0.2595 0.1006
11.500 0.8557 0.10294 0.09517 -0.0540 0.2569 0.1031
11.750 0.8759 0.10345 0.09567 -0.0539 0.2534 0.1058
12.000 0.8969 0.10384 0.09604 -0.0538 0.2501 0.1092
12.250 0.9192 0.10405 0.09622 -0.0536 0.2469 0.1149
12.750 0.9833 0.10434 0.09794 -0.0580 0.2404 1.0000
13.000 1.0000 0.10531 0.09887 -0.0579 0.2373 1.0000
13.250 1.0172 0.10617 0.09968 -0.0579 0.2343 1.0000
13.500 1.0347 0.10699 0.10045 -0.0578 0.2317 1.0000
13.750 1.0537 0.10754 0.10093 -0.0577 0.2286 1.0000
14.000 1.0728 0.10807 0.10140 -0.0575 0.2258 1.0000
14.250 1.0857 0.10959 0.10293 -0.0577 0.2232 1.0000
14.500 1.0995 0.11096 0.10432 -0.0579 0.2209 1.0000
14.750 1.1138 0.11224 0.10560 -0.0580 0.2182 1.0000
15.000 1.1297 0.11323 0.10654 -0.0580 0.2144 1.0000
15.250 1.1488 0.11368 0.10690 -0.0579 0.2106 1.0000
15.750 1.1685 0.11762 0.11093 -0.0587 0.2033 1.0000
16.000 1.1802 0.11927 0.11257 -0.0590 0.1989 1.0000
16.250 1.1946 0.12043 0.11369 -0.0592 0.1948 1.0000
16.500 1.2018 0.12285 0.11619 -0.0598 0.1907 1.0000
16.750 1.2097 0.12516 0.11857 -0.0604 0.1852 1.0000
17.000 1.2174 0.12746 0.12089 -0.0610 0.1784 1.0000
17.250 1.2240 0.12995 0.12344 -0.0617 0.1659 1.0000
17.500 1.2245 0.13310 0.12621 -0.0627 0.1326 1.0000
17.750 1.2249 0.13651 0.12951 -0.0639 0.1253 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)