LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 74.15 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-l1003-il-500000.txt Download as CSV file: xf-l1003-il-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.1979 0.11624 0.11181 0.0207 0.4057 0.0462
-8.500 -0.1948 0.11327 0.10885 0.0179 0.4054 0.0471
-8.250 -0.2133 0.11024 0.10586 0.0117 0.4053 0.0474
-8.000 -0.1965 0.10688 0.10250 0.0117 0.4048 0.0475
-7.750 -0.1800 0.10396 0.09959 0.0117 0.4043 0.0476
-7.500 -0.1667 0.10135 0.09699 0.0111 0.4038 0.0478
-7.250 -0.1546 0.09890 0.09456 0.0104 0.4033 0.0479
-7.000 -0.1437 0.09655 0.09221 0.0094 0.4029 0.0482
-6.750 -0.1337 0.09421 0.08990 0.0083 0.4025 0.0484
-6.500 -0.1243 0.09190 0.08760 0.0072 0.4020 0.0488
-6.250 -0.1155 0.08956 0.08528 0.0060 0.4016 0.0492
-6.000 -0.1077 0.08719 0.08293 0.0047 0.4012 0.0496
-5.750 -0.1007 0.08481 0.08057 0.0033 0.4008 0.0502
-5.500 -0.0960 0.08236 0.07815 0.0019 0.4005 0.0509
-5.250 -0.1213 0.07748 0.07327 -0.0108 0.4005 0.0521
-5.000 -0.1097 0.07392 0.06971 -0.0131 0.4002 0.0522
-4.750 -0.0941 0.07164 0.06745 -0.0128 0.3997 0.0523
-4.500 -0.0781 0.06945 0.06526 -0.0132 0.3993 0.0524
-4.250 -0.0618 0.06728 0.06308 -0.0141 0.3989 0.0526
-4.000 -0.0447 0.06507 0.06087 -0.0155 0.3985 0.0529
-3.750 -0.0267 0.06284 0.05863 -0.0173 0.3982 0.0532
-3.500 -0.0074 0.06055 0.05631 -0.0193 0.3978 0.0537
-3.250 0.0132 0.05817 0.05389 -0.0216 0.3975 0.0544
-3.000 0.0472 0.05245 0.04773 -0.0305 0.3972 0.0570
-2.750 0.0686 0.04937 0.04458 -0.0319 0.3968 0.0571
-2.500 0.0901 0.04752 0.04274 -0.0324 0.3965 0.0573
-2.250 0.1129 0.04595 0.04117 -0.0330 0.3961 0.0575
-2.000 0.1365 0.04454 0.03974 -0.0336 0.3957 0.0578
-1.750 0.1610 0.04319 0.03834 -0.0342 0.3952 0.0582
-1.500 0.1866 0.04190 0.03699 -0.0351 0.3944 0.0589
-1.250 0.2232 0.03933 0.03386 -0.0371 0.3935 0.0621
-1.000 0.2481 0.03724 0.03173 -0.0381 0.3929 0.0624
-0.750 0.2734 0.03591 0.03044 -0.0386 0.3926 0.0626
-0.500 0.2994 0.03494 0.02949 -0.0391 0.3924 0.0629
-0.250 0.3261 0.03408 0.02863 -0.0396 0.3921 0.0634
0.000 0.3534 0.03327 0.02778 -0.0401 0.3917 0.0641
0.250 0.3814 0.03242 0.02688 -0.0405 0.3913 0.0653
0.500 0.4132 0.03059 0.02460 -0.0407 0.3909 0.0681
0.750 0.4398 0.02998 0.02407 -0.0412 0.3903 0.0686
1.000 0.4670 0.02950 0.02361 -0.0416 0.3895 0.0693
1.250 0.4948 0.02900 0.02308 -0.0419 0.3887 0.0705
1.500 0.5252 0.02803 0.02171 -0.0417 0.3878 0.0742
1.750 0.5527 0.02724 0.02097 -0.0419 0.3868 0.0748
2.000 0.5810 0.02659 0.02029 -0.0420 0.3858 0.0760
2.250 0.6108 0.02601 0.01943 -0.0418 0.3849 0.0808
2.500 0.6385 0.02534 0.01881 -0.0420 0.3841 0.0819
2.750 0.6672 0.02514 0.01846 -0.0419 0.3834 0.0881
3.000 0.6955 0.02445 0.01781 -0.0420 0.3827 0.0901
3.250 0.7246 0.02389 0.01713 -0.0418 0.3819 0.0970
3.500 0.7561 0.02247 0.01527 -0.0409 0.3812 0.0807
3.750 0.7850 0.02182 0.01466 -0.0408 0.3802 0.0837
4.000 0.8135 0.02161 0.01436 -0.0406 0.3792 0.0851
4.250 0.8394 0.02212 0.01486 -0.0408 0.3779 0.0856
4.500 0.8677 0.02203 0.01478 -0.0409 0.3774 0.0864
4.750 0.8954 0.02193 0.01470 -0.0410 0.3769 0.0879
5.000 0.9225 0.02186 0.01472 -0.0412 0.3762 0.0890
5.250 0.9494 0.02193 0.01488 -0.0414 0.3754 0.0897
5.500 0.9762 0.02207 0.01508 -0.0415 0.3746 0.0910
5.750 1.0026 0.02227 0.01535 -0.0417 0.3737 0.0923
6.000 1.0291 0.02240 0.01553 -0.0419 0.3726 0.0930
6.250 1.0563 0.02240 0.01557 -0.0420 0.3714 0.0936
6.500 1.0843 0.02227 0.01545 -0.0420 0.3703 0.0943
6.750 1.1143 0.02177 0.01494 -0.0418 0.3691 0.0955
7.000 1.1462 0.02093 0.01405 -0.0416 0.3678 0.0971
7.250 1.1784 0.02012 0.01317 -0.0413 0.3664 0.0983
7.500 1.2085 0.01972 0.01272 -0.0412 0.3651 0.0997
7.750 1.2365 0.01973 0.01271 -0.0412 0.3638 0.1012
8.000 1.2627 0.02001 0.01304 -0.0414 0.3628 0.1028
8.250 1.2879 0.02034 0.01349 -0.0417 0.3619 0.1059
8.500 1.3123 0.02077 0.01403 -0.0420 0.3607 0.1100
8.750 1.3362 0.02124 0.01460 -0.0423 0.3593 0.1165
9.000 1.3651 0.02025 0.01526 -0.0438 0.3577 1.0000
9.250 1.3898 0.02065 0.01568 -0.0441 0.3562 1.0000
9.500 1.4166 0.02076 0.01578 -0.0443 0.3544 1.0000
9.750 1.4455 0.02059 0.01557 -0.0444 0.3524 1.0000
10.000 1.4778 0.01993 0.01479 -0.0443 0.3499 1.0000
10.250 1.4913 0.02185 0.01687 -0.0458 0.3475 1.0000
11.500 0.9343 0.09223 0.08648 -0.0510 0.2769 0.1032
11.750 0.9675 0.09093 0.08515 -0.0505 0.2719 0.1079
12.000 1.0050 0.08908 0.08326 -0.0498 0.2681 0.1147
12.250 1.0869 0.08521 0.08097 -0.0554 0.2622 1.0000
12.500 1.1317 0.08244 0.07796 -0.0546 0.2522 1.0000
12.750 1.1459 0.08344 0.07873 -0.0545 0.2395 1.0000
13.000 1.1530 0.08545 0.08066 -0.0546 0.2321 1.0000
13.250 1.1595 0.08756 0.08268 -0.0548 0.2256 1.0000
13.500 1.1686 0.08946 0.08456 -0.0549 0.2218 1.0000
13.750 1.1768 0.09144 0.08651 -0.0551 0.2181 1.0000
14.000 1.1842 0.09351 0.08853 -0.0553 0.2137 1.0000
14.250 1.1937 0.09536 0.09036 -0.0554 0.2101 1.0000
14.500 1.2037 0.09719 0.09222 -0.0556 0.2069 1.0000
14.750 1.2139 0.09900 0.09402 -0.0558 0.2033 1.0000
15.000 1.2229 0.10094 0.09593 -0.0561 0.1993 1.0000
15.250 1.2331 0.10270 0.09767 -0.0563 0.1962 1.0000
15.500 1.2440 0.10446 0.09947 -0.0565 0.1925 1.0000
15.750 1.2534 0.10639 0.10140 -0.0569 0.1875 1.0000
16.000 1.2601 0.10869 0.10368 -0.0573 0.1809 1.0000
16.250 1.2643 0.11140 0.10636 -0.0579 0.1680 1.0000
16.500 1.2474 0.11707 0.11174 -0.0593 0.1317 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)