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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)