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=5


Details Polar file
Airfoil: LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.2 at α=17.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-l1003-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-l1003-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.250  -0.3358   0.19034   0.18328   0.0331   0.4838   0.0865
 -14.000  -0.3252   0.18843   0.18139   0.0299   0.4830   0.0872
 -13.750  -0.3165   0.18691   0.17987   0.0267   0.4823   0.0877
 -13.500  -0.3029   0.18394   0.17693   0.0242   0.4814   0.0882
 -13.250  -0.2860   0.18034   0.17334   0.0222   0.4805   0.0893
 -13.000  -0.2721   0.17765   0.17065   0.0199   0.4796   0.0908
 -12.750  -0.2601   0.17534   0.16834   0.0175   0.4788   0.0924
 -12.500  -0.2505   0.17343   0.16642   0.0149   0.4781   0.0940
 -12.250  -0.2435   0.17196   0.16493   0.0121   0.4774   0.0949
 -12.000  -0.2381   0.17070   0.16367   0.0093   0.4767   0.0953
 -11.750  -0.2226   0.16705   0.16001   0.0080   0.4759   0.0959
 -11.500  -0.2088   0.16402   0.15694   0.0069   0.4751   0.0970
 -11.250  -0.1961   0.16156   0.15446   0.0049   0.4743   0.0983
 -11.000  -0.1809   0.15923   0.15219   0.0013   0.4731   0.0999
 -10.750  -0.1689   0.15726   0.15026  -0.0021   0.4722   0.1016
 -10.500  -0.1623   0.15607   0.14910  -0.0057   0.4715   0.1031
 -10.250  -0.1551   0.15452   0.14759  -0.0092   0.4711   0.1039
 -10.000  -0.1330   0.15089   0.14398  -0.0111   0.4705   0.1055
  -9.750  -0.1182   0.14865   0.14175  -0.0136   0.4700   0.1075
  -9.500  -0.1068   0.14685   0.13997  -0.0164   0.4697   0.1096
  -9.250  -0.0993   0.14550   0.13865  -0.0197   0.4694   0.1115
  -9.000  -0.0965   0.14473   0.13789  -0.0234   0.4693   0.1125
  -8.750  -0.0870   0.14283   0.13604  -0.0263   0.4691   0.1132
  -8.500  -0.0663   0.13983   0.13304  -0.0280   0.4688   0.1147
  -8.250  -0.0522   0.13791   0.13115  -0.0302   0.4686   0.1166
  -8.000  -0.0417   0.13643   0.12968  -0.0328   0.4686   0.1187
  -7.750  -0.0359   0.13540   0.12868  -0.0359   0.4686   0.1212
  -7.500  -0.0380   0.13510   0.12841  -0.0398   0.4688   0.1226
  -7.250  -0.0327   0.13377   0.12713  -0.0426   0.4690   0.1235
  -7.000  -0.0118   0.13129   0.12466  -0.0434   0.4691   0.1255
  -6.750  -0.0015   0.13009   0.12349  -0.0453   0.4691   0.1284
  -6.500  -0.0004   0.12955   0.12299  -0.0478   0.4692   0.1320
  -6.250  -0.0155   0.13012   0.12361  -0.0512   0.4694   0.1340
  -6.000  -0.0096   0.12861   0.12215  -0.0523   0.4692   0.1352
  -5.750   0.0048   0.12698   0.12054  -0.0526   0.4689   0.1376
  -5.500   0.0060   0.12642   0.12001  -0.0533   0.4689   0.1401
  -5.250  -0.0018   0.12635   0.11999  -0.0540   0.4692   0.1427
  -5.000  -0.0203   0.12684   0.12053  -0.0543   0.4701   0.1446
  -4.750  -0.0456   0.12746   0.12117  -0.0562   0.4713   0.1462
  -4.250  -0.0497   0.12518   0.11894  -0.0554   0.4732   0.1486
  -4.000  -0.0459   0.12401   0.11777  -0.0540   0.4741   0.1508
  -3.750  -0.1576   0.13374   0.12799  -0.0565   0.5519   0.1464
  -3.500  -0.1699   0.13231   0.12657  -0.0557   0.5524   0.1471
  -3.250  -0.1689   0.13053   0.12483  -0.0528   0.5518   0.1484
  -3.000  -0.1644   0.12905   0.12335  -0.0511   0.5506   0.1506
  -2.750  -0.1580   0.12770   0.12195  -0.0512   0.5495   0.1544
  -2.250  -0.1493   0.12467   0.11874  -0.0547   0.5477   0.1625
  -2.000  -0.1721   0.12312   0.11723  -0.0519   0.5448   0.1630
  -1.750  -0.1751   0.12164   0.11576  -0.0504   0.5421   0.1654
  -1.500  -0.1682   0.12047   0.11447  -0.0522   0.5403   0.1728
  -1.250  -0.1596   0.11861   0.11252  -0.0537   0.5388   0.1774
  -1.000  -0.1529   0.11717   0.11109  -0.0525   0.5374   0.1807
  -0.750  -0.1351   0.11623   0.10992  -0.0562   0.5360   0.1930
  -0.500  -0.1268   0.11462   0.10838  -0.0547   0.5348   0.1966
  -0.250  -0.1091   0.11383   0.10744  -0.0567   0.5337   0.2122
   0.000  -0.0970   0.11280   0.10644  -0.0556   0.5328   0.2196
   0.250  -0.0809   0.11211   0.10570  -0.0561   0.5320   0.2377
   0.500  -0.0649   0.11169   0.10527  -0.0561   0.5313   0.2598
   0.750  -0.0569   0.11108   0.10467  -0.0553   0.5307   0.2831
   1.500   0.0272   0.10730   0.09929  -0.0680   0.5222   0.1456
   1.750   0.0486   0.10620   0.09803  -0.0686   0.5205   0.1289
   2.000   0.0741   0.10591   0.09738  -0.0696   0.5189   0.1200
   2.250   0.0974   0.10607   0.09733  -0.0702   0.5176   0.1187
   2.500   0.1225   0.10661   0.09765  -0.0709   0.5165   0.1184
   2.750   0.1502   0.10755   0.09833  -0.0717   0.5156   0.1173
   3.000   0.1593   0.10743   0.09802  -0.0715   0.5146   0.1157
   3.250   0.1625   0.10680   0.09715  -0.0709   0.5111   0.1138
   3.500   0.1787   0.10711   0.09721  -0.0708   0.5080   0.1125
   3.750   0.1984   0.10767   0.09762  -0.0709   0.5053   0.1120
   4.000   0.2256   0.10887   0.09855  -0.0712   0.5027   0.1125
   4.250   0.2496   0.11037   0.09997  -0.0715   0.5006   0.1144
   4.500   0.2470   0.10959   0.09918  -0.0707   0.4933   0.1152
   4.750   0.2784   0.11112   0.10054  -0.0710   0.4887   0.1169
   5.000   0.2826   0.11140   0.10073  -0.0705   0.4835   0.1172
   5.250   0.3063   0.11233   0.10149  -0.0703   0.4768   0.1175
   5.500   0.3289   0.11406   0.10306  -0.0703   0.4739   0.1191
   5.750   0.3349   0.11416   0.10307  -0.0698   0.4652   0.1208
   6.000   0.3665   0.11626   0.10493  -0.0697   0.4612   0.1233
   6.500   0.4094   0.11620   0.10464  -0.0686   0.4328   0.1262
   6.750   0.4233   0.11634   0.10470  -0.0683   0.4207   0.1287
   7.000   0.4363   0.11706   0.10532  -0.0680   0.4103   0.1312
   7.250   0.4585   0.11827   0.10641  -0.0679   0.4052   0.1334
   7.500   0.4894   0.11969   0.10772  -0.0677   0.4021   0.1351
   7.750   0.4863   0.12076   0.10885  -0.0679   0.3919   0.1362
   8.000   0.5084   0.12205   0.11012  -0.0678   0.3879   0.1398
   8.250   0.5362   0.12350   0.11148  -0.0676   0.3852   0.1439
   8.500   0.5309   0.12510   0.11312  -0.0681   0.3754   0.1447
   9.000   0.5788   0.12780   0.11571  -0.0679   0.3693   0.1498
   9.250   0.5725   0.12992   0.11789  -0.0687   0.3606   0.1509
   9.500   0.5898   0.13152   0.11947  -0.0689   0.3572   0.1556
   9.750   0.6101   0.13317   0.12108  -0.0690   0.3551   0.1608
  10.000   0.6143   0.13558   0.12352  -0.0698   0.3510   0.1639
  10.250   0.6215   0.13796   0.12593  -0.0705   0.3477   0.1674
  10.500   0.6331   0.14016   0.12814  -0.0711   0.3453   0.1720
  10.750   0.6468   0.14225   0.13026  -0.0716   0.3434   0.1781
  11.000   0.6619   0.14430   0.13236  -0.0720   0.3418   0.1897
  11.250   0.6802   0.14538   0.13480  -0.0726   0.3404   0.6652
  11.750   0.6901   0.14926   0.13880  -0.0737   0.3350   1.0000
  12.000   0.7000   0.15149   0.14095  -0.0742   0.3326   1.0000
  12.250   0.7116   0.15365   0.14304  -0.0747   0.3307   1.0000
  12.500   0.7250   0.15569   0.14502  -0.0750   0.3289   1.0000
  12.750   0.7411   0.15753   0.14679  -0.0752   0.3271   1.0000
  13.000   0.7551   0.15954   0.14874  -0.0756   0.3251   1.0000
  13.250   0.7586   0.16205   0.15126  -0.0767   0.3224   1.0000
  13.500   0.7679   0.16410   0.15330  -0.0774   0.3191   1.0000
  13.750   0.7844   0.16547   0.15464  -0.0776   0.3150   1.0000
  14.000   0.8019   0.16677   0.15590  -0.0777   0.3113   1.0000
  14.250   0.8071   0.16889   0.15805  -0.0787   0.3063   1.0000
  14.500   0.8215   0.17042   0.15958  -0.0791   0.3025   1.0000
  14.750   0.8427   0.17142   0.16055  -0.0789   0.2994   1.0000
  15.000   0.8460   0.17352   0.16269  -0.0801   0.2927   1.0000
  15.250   0.8638   0.17449   0.16366  -0.0802   0.2880   1.0000
  15.500   0.8785   0.17584   0.16502  -0.0805   0.2839   1.0000
  15.750   0.8849   0.17806   0.16728  -0.0817   0.2784   1.0000
  16.000   0.9002   0.17948   0.16874  -0.0820   0.2748   1.0000
  16.250   0.9206   0.18039   0.16966  -0.0819   0.2721   1.0000
  16.500   0.9203   0.18335   0.17268  -0.0837   0.2653   1.0000
  16.750   0.9349   0.18475   0.17413  -0.0841   0.2609   1.0000
  17.000   0.9556   0.18549   0.17488  -0.0840   0.2579   1.0000
  17.250   0.9549   0.18869   0.17816  -0.0859   0.2504   1.0000
  17.500   0.9693   0.19003   0.17954  -0.0864   0.2458   1.0000
  17.750   0.9904   0.19056   0.18009  -0.0862   0.2428   1.0000
  18.000   0.9877   0.19424   0.18383  -0.0885   0.2351   1.0000
  18.250   1.0006   0.19582   0.18545  -0.0891   0.2305   1.0000
  18.500   1.0190   0.19656   0.18624  -0.0891   0.2277   1.0000
  18.750   1.0225   0.19969   0.18941  -0.0909   0.2228   1.0000
  19.000   1.0249   0.20309   0.19287  -0.0929   0.2181   1.0000
<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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