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