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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.06 at α=14.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-l1003-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-l1003-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.3607   0.18012   0.17584  -0.0168   1.0000   0.1285
  -9.250  -0.3644   0.17899   0.17470  -0.0163   1.0000   0.1304
  -9.000  -0.3709   0.17818   0.17389  -0.0161   1.0000   0.1324
  -8.500  -0.3066   0.17214   0.16773  -0.0328   0.9664   0.1380
  -8.250  -0.2746   0.16938   0.16490  -0.0393   0.9465   0.1421
  -7.500  -0.2208   0.16325   0.15861  -0.0522   0.8817   0.1503
  -7.250  -0.2023   0.16099   0.15630  -0.0538   0.8614   0.1538
  -7.000  -0.1914   0.15991   0.15518  -0.0567   0.8503   0.1582
  -6.750  -0.2065   0.16008   0.15533  -0.0570   0.8319   0.1606
  -6.500  -0.2352   0.16102   0.15626  -0.0560   0.8143   0.1613
  -6.250  -0.1969   0.15560   0.15082  -0.0553   0.7995   0.1643
  -6.000  -0.1766   0.15373   0.14890  -0.0567   0.7915   0.1692
  -5.750  -0.1913   0.15285   0.14802  -0.0540   0.7761   0.1722
  -5.500  -0.2118   0.15391   0.14906  -0.0550   0.7709   0.1757
  -5.250  -0.2496   0.15359   0.14876  -0.0504   0.7560   0.1761
  -5.000  -0.2000   0.14939   0.14453  -0.0524   0.7519   0.1813
  -4.750  -0.2236   0.14798   0.14314  -0.0473   0.7385   0.1827
  -4.500  -0.2231   0.14720   0.14234  -0.0475   0.7339   0.1881
  -4.250  -0.2532   0.14596   0.14111  -0.0437   0.7226   0.1898
  -4.000  -0.2739   0.14536   0.14042  -0.0493   0.7165   0.1936
  -3.750  -0.2382   0.14263   0.13773  -0.0460   0.7140   0.1983
  -3.500  -0.2664   0.14032   0.13545  -0.0410   0.7021   0.1993
  -3.250  -0.2602   0.13905   0.13411  -0.0430   0.6973   0.2074
  -3.000  -0.2772   0.13748   0.13245  -0.0463   0.6909   0.2120
  -2.750  -0.2748   0.13461   0.12964  -0.0415   0.6832   0.2149
  -2.500  -0.2614   0.13319   0.12820  -0.0409   0.6788   0.2229
  -2.250  -0.2447   0.13192   0.12683  -0.0453   0.6763   0.2340
  -2.000  -0.2684   0.12901   0.12395  -0.0406   0.6671   0.2356
  -1.750  -0.2557   0.12793   0.12271  -0.0456   0.6620   0.2521
  -1.500  -0.2444   0.12592   0.12079  -0.0415   0.6594   0.2585
  -1.250  -0.2234   0.12540   0.12020  -0.0439   0.6575   0.2776
  -1.000  -0.2468   0.12215   0.11698  -0.0396   0.6498   0.2800
  -0.750  -0.2376   0.12056   0.11536  -0.0400   0.6452   0.3000
  -0.500  -0.2253   0.11940   0.11419  -0.0391   0.6421   0.3232
  -0.250  -0.2079   0.11959   0.11432  -0.0398   0.6400   0.3652
   0.000  -0.2165   0.11713   0.11196  -0.0343   0.6374   0.3735
   0.250  -0.2246   0.11485   0.10974  -0.0305   0.6314   0.3976
   0.500  -0.2253   0.11348   0.10844  -0.0257   0.6274   0.4418
   0.750  -0.2242   0.11246   0.10749  -0.0199   0.6244   0.4895
   1.000  -0.2204   0.11188   0.10698  -0.0137   0.6222   0.5381
   1.250  -0.2131   0.11203   0.10718  -0.0079   0.6209   0.5866
   1.500  -0.2378   0.10779   0.10303  -0.0024   0.6150   0.5937
   1.750  -0.2374   0.10623   0.10151   0.0021   0.6106   0.6261
   2.000  -0.2280   0.10515   0.10042   0.0041   0.6073   0.6600
   2.250  -0.2177   0.10398   0.09928   0.0073   0.6049   0.6864
   2.500  -0.1920   0.10419   0.09942   0.0060   0.6031   0.7089
   2.750  -0.1894   0.10201   0.09726   0.0067   0.6004   0.7149
   3.000  -0.1738   0.10018   0.09540   0.0035   0.5939   0.7170
   3.250  -0.1166   0.10103   0.09602  -0.0091   0.5889   0.7068
   3.500   0.0484   0.10707   0.10094  -0.0518   0.5847   0.5449
   3.750   0.0945   0.10770   0.10069  -0.0649   0.5782   0.4385
   4.000   0.1409   0.10944   0.10169  -0.0711   0.5711   0.3600
   4.250   0.1871   0.11196   0.10364  -0.0745   0.5672   0.3115
   4.500   0.2019   0.11275   0.10409  -0.0750   0.5625   0.2920
   4.750   0.2165   0.11246   0.10364  -0.0751   0.5545   0.2793
   5.000   0.2499   0.11461   0.10546  -0.0762   0.5499   0.2623
   5.250   0.2929   0.11899   0.10941  -0.0777   0.5475   0.2455
   5.500   0.2757   0.11627   0.10673  -0.0760   0.5385   0.2440
   5.750   0.3024   0.11820   0.10843  -0.0763   0.5334   0.2374
   6.000   0.3400   0.12235   0.11230  -0.0773   0.5306   0.2341
   6.250   0.3264   0.12082   0.11075  -0.0762   0.5221   0.2329
   6.500   0.3507   0.12329   0.11300  -0.0764   0.5171   0.2301
   6.750   0.3885   0.12776   0.11726  -0.0778   0.5144   0.2281
   7.000   0.3740   0.12641   0.11593  -0.0770   0.5063   0.2279
   7.250   0.3983   0.12906   0.11842  -0.0775   0.5014   0.2290
   7.500   0.4345   0.13391   0.12312  -0.0786   0.4989   0.2317
   7.750   0.4185   0.13249   0.12174  -0.0781   0.4920   0.2315
   8.000   0.4380   0.13476   0.12395  -0.0784   0.4873   0.2324
   8.250   0.4655   0.13843   0.12757  -0.0790   0.4847   0.2348
   8.500   0.4798   0.14137   0.13050  -0.0795   0.4828   0.2393
   8.750   0.4736   0.14065   0.12981  -0.0794   0.4774   0.2412
   9.000   0.4894   0.14275   0.13188  -0.0797   0.4736   0.2460
   9.250   0.5108   0.14573   0.13479  -0.0801   0.4709   0.2506
   9.500   0.5383   0.15009   0.13918  -0.0809   0.4692   0.2584
   9.750   0.5402   0.15108   0.14019  -0.0813   0.4674   0.2644
  10.000   0.5415   0.15118   0.14033  -0.0816   0.4629   0.2716
  10.250   0.5570   0.15320   0.14251  -0.0823   0.4593   0.2930
  10.500   0.5742   0.15412   0.14484  -0.0824   0.4567   1.0000
  10.750   0.5966   0.15800   0.14851  -0.0826   0.4549   1.0000
  11.000   0.6232   0.16356   0.15387  -0.0831   0.4538   1.0000
  11.250   0.6105   0.16121   0.15152  -0.0833   0.4517   1.0000
  11.500   0.6172   0.16224   0.15246  -0.0836   0.4483   1.0000
  11.750   0.6298   0.16426   0.15437  -0.0839   0.4453   1.0000
  12.000   0.6453   0.16677   0.15675  -0.0842   0.4428   1.0000
  12.250   0.6637   0.17004   0.15990  -0.0846   0.4408   1.0000
  12.500   0.6873   0.17505   0.16479  -0.0850   0.4394   1.0000
  12.750   0.6875   0.17525   0.16496  -0.0857   0.4378   1.0000
  13.000   0.6896   0.17524   0.16493  -0.0863   0.4340   1.0000
  13.250   0.7017   0.17718   0.16684  -0.0869   0.4302   1.0000
  13.500   0.7183   0.18002   0.16963  -0.0874   0.4269   1.0000
  13.750   0.7423   0.18516   0.17471  -0.0878   0.4245   1.0000
  14.000   0.7421   0.18525   0.17481  -0.0887   0.4220   1.0000
  14.250   0.7478   0.18582   0.17539  -0.0896   0.4161   1.0000
  14.500   0.7641   0.18865   0.17822  -0.0900   0.4117   1.0000
  14.750   0.7877   0.19410   0.18367  -0.0905   0.4091   1.0000
  15.000   0.7863   0.19426   0.18385  -0.0918   0.4066   1.0000
  15.250   0.7911   0.19505   0.18468  -0.0929   0.4003   1.0000
<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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