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

Polar data table (+)

Polar graphs


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