Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 18.72 at α=15.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-la5055-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-la5055-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: LIEBECK LA5055 AIRFOIL                          
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.750  -0.2081   0.15260   0.14715  -0.0294   0.6965   0.0764
 -12.500  -0.2089   0.15164   0.14621  -0.0329   0.6961   0.0775
 -12.250  -0.2214   0.15207   0.14668  -0.0376   0.6958   0.0779
 -12.000  -0.1891   0.14511   0.13970  -0.0367   0.6934   0.0787
 -11.750  -0.1727   0.14154   0.13613  -0.0373   0.6917   0.0799
 -11.500  -0.1612   0.13879   0.13338  -0.0385   0.6903   0.0814
 -11.250  -0.1523   0.13635   0.13093  -0.0400   0.6891   0.0835
 -11.000  -0.1476   0.13437   0.12895  -0.0422   0.6882   0.0858
 -10.750  -0.1620   0.13466   0.12928  -0.0473   0.6880   0.0873
 -10.500  -0.1514   0.13098   0.12561  -0.0486   0.6871   0.0880
 -10.250  -0.1278   0.12677   0.12137  -0.0478   0.6861   0.0892
 -10.000  -0.1142   0.12413   0.11873  -0.0486   0.6855   0.0907
  -9.750  -0.1031   0.12174   0.11636  -0.0504   0.6850   0.0927
  -9.500  -0.0947   0.11949   0.11415  -0.0530   0.6846   0.0952
  -9.250  -0.1016   0.11863   0.11334  -0.0578   0.6844   0.0978
  -9.000  -0.1172   0.11788   0.11268  -0.0639   0.6845   0.0985
  -8.750  -0.0781   0.11246   0.10727  -0.0624   0.6830   0.0999
  -8.500  -0.0585   0.10978   0.10462  -0.0634   0.6822   0.1020
  -8.250  -0.0462   0.10769   0.10256  -0.0655   0.6815   0.1049
  -8.000  -0.0435   0.10611   0.10103  -0.0690   0.6813   0.1087
  -7.750  -0.0786   0.10670   0.10172  -0.0780   0.6826   0.1107
  -7.500  -0.0367   0.10174   0.09676  -0.0754   0.6817   0.1127
  -7.250  -0.0180   0.09970   0.09474  -0.0760   0.6817   0.1151
  -7.000  -0.0087   0.09812   0.09320  -0.0778   0.6823   0.1181
  -6.750  -0.0112   0.09698   0.09211  -0.0806   0.6836   0.1219
  -6.500  -0.0438   0.09896   0.09429  -0.0933   0.6990   0.1242
  -6.250  -0.0539   0.09872   0.09409  -0.0990   0.7217   0.1254
  -5.750  -0.2391   0.11246   0.10850  -0.0676   0.7997   0.1129
  -5.500  -0.2444   0.11113   0.10717  -0.0642   0.7884   0.1140
  -5.250  -0.2346   0.10912   0.10514  -0.0640   0.7822   0.1168
  -5.000  -0.2280   0.10502   0.10065  -0.0800   0.7782   0.1251
  -4.750  -0.2495   0.10267   0.09835  -0.0736   0.7630   0.1254
  -4.500  -0.2299   0.10057   0.09635  -0.0715   0.7611   0.1269
  -4.250  -0.2477   0.09914   0.09494  -0.0664   0.7488   0.1276
  -4.000  -0.2333   0.09742   0.09320  -0.0659   0.7448   0.1306
  -3.750  -0.2080   0.09376   0.08918  -0.0749   0.7420   0.1413
  -3.500  -0.2247   0.09211   0.08756  -0.0700   0.7309   0.1419
  -3.250  -0.2285   0.08905   0.08495  -0.0591   0.7129   0.1431
  -3.000  -0.2171   0.08735   0.08325  -0.0580   0.7089   0.1468
  -2.750  -0.1645   0.08691   0.08219  -0.0727   0.7229   0.1615
  -2.500  -0.1812   0.08552   0.08080  -0.0683   0.7126   0.1636
  -2.250  -0.1601   0.08361   0.07871  -0.0705   0.7087   0.1774
  -2.000  -0.1350   0.08250   0.07745  -0.0723   0.7063   0.1940
  -1.750  -0.1077   0.08187   0.07674  -0.0736   0.7046   0.2119
  -1.500  -0.1215   0.08041   0.07533  -0.0694   0.6956   0.2139
  -1.250  -0.1037   0.07945   0.07432  -0.0693   0.6915   0.2322
   0.500   0.0883   0.07167   0.06423  -0.0774   0.6694   0.1768
   0.750   0.1323   0.07158   0.06341  -0.0782   0.6683   0.1349
   1.000   0.1144   0.07012   0.06190  -0.0740   0.6583   0.1332
   1.250   0.1425   0.07104   0.06223  -0.0734   0.6554   0.1247
   1.500   0.1715   0.07123   0.06230  -0.0738   0.6535   0.1239
   1.750   0.2044   0.07208   0.06302  -0.0744   0.6521   0.1230
   2.000   0.2394   0.07351   0.06432  -0.0754   0.6512   0.1217
   2.250   0.2127   0.07177   0.06259  -0.0707   0.6410   0.1215
   2.500   0.2391   0.07248   0.06321  -0.0707   0.6382   0.1211
   2.750   0.2699   0.07369   0.06434  -0.0711   0.6363   0.1212
   3.000   0.3061   0.07579   0.06633  -0.0720   0.6350   0.1242
   3.250   0.2836   0.07462   0.06519  -0.0682   0.6251   0.1241
   3.500   0.3122   0.07548   0.06611  -0.0684   0.6211   0.1268
   3.750   0.3497   0.07725   0.06798  -0.0694   0.6188   0.1305
   4.000   0.3362   0.07704   0.06780  -0.0667   0.6089   0.1312
   4.250   0.3628   0.07816   0.06895  -0.0666   0.6040   0.1352
   4.500   0.3978   0.08006   0.07085  -0.0672   0.6015   0.1423
   4.750   0.4416   0.08312   0.07394  -0.0691   0.6002   0.1604
   5.000   0.4119   0.08178   0.07261  -0.0655   0.5865   0.1576
   5.250   0.4667   0.08248   0.07558  -0.0706   0.5837   1.0000
   5.500   0.5112   0.08610   0.07882  -0.0718   0.5820   1.0000
   5.750   0.4828   0.08498   0.07774  -0.0686   0.5675   1.0000
   6.000   0.5196   0.08754   0.08012  -0.0693   0.5647   1.0000
   6.250   0.5019   0.08827   0.08088  -0.0675   0.5536   1.0000
   6.500   0.5324   0.08994   0.08244  -0.0677   0.5481   1.0000
   6.750   0.5788   0.09293   0.08531  -0.0688   0.5455   1.0000
   7.000   0.5549   0.09297   0.08539  -0.0668   0.5319   1.0000
   7.250   0.6039   0.09513   0.08746  -0.0675   0.5278   1.0000
   7.500   0.5943   0.09555   0.08789  -0.0661   0.5135   1.0000
   7.750   0.6415   0.09422   0.08644  -0.0651   0.4953   1.0000
   8.000   0.6642   0.09375   0.08592  -0.0641   0.4805   1.0000
   8.250   0.6779   0.09422   0.08638  -0.0633   0.4677   1.0000
   8.500   0.6964   0.09466   0.08680  -0.0626   0.4566   1.0000
   8.750   0.7336   0.09427   0.08637  -0.0622   0.4512   1.0000
   9.000   0.7437   0.09521   0.08733  -0.0615   0.4394   1.0000
   9.250   0.7859   0.09429   0.08637  -0.0610   0.4360   1.0000
   9.500   0.7924   0.09546   0.08757  -0.0604   0.4236   1.0000
   9.750   0.8349   0.09423   0.08632  -0.0598   0.4211   1.0000
  10.000   0.8393   0.09558   0.08770  -0.0592   0.4082   1.0000
  10.250   0.8775   0.09434   0.08646  -0.0584   0.4059   1.0000
  10.500   0.8754   0.09681   0.08897  -0.0582   0.3929   1.0000
  10.750   0.9112   0.09551   0.08769  -0.0574   0.3907   1.0000
  11.000   0.9093   0.09810   0.09032  -0.0573   0.3779   1.0000
  11.250   0.9447   0.09654   0.08878  -0.0563   0.3757   1.0000
  11.500   0.9374   0.10030   0.09258  -0.0566   0.3634   1.0000
  11.750   0.9711   0.09886   0.09118  -0.0557   0.3613   1.0000
  12.000   0.9616   0.10332   0.09569  -0.0563   0.3497   1.0000
  12.250   0.9950   0.10175   0.09415  -0.0553   0.3475   1.0000
  12.500   0.9850   0.10655   0.09901  -0.0560   0.3364   1.0000
  12.750   1.0186   0.10473   0.09724  -0.0549   0.3339   1.0000
  13.000   1.0560   0.10214   0.09470  -0.0536   0.3322   1.0000
  13.250   1.0431   0.10753   0.10015  -0.0545   0.3201   1.0000
  13.500   1.0831   0.10420   0.09689  -0.0529   0.3183   1.0000
  13.750   1.1271   0.10004   0.09277  -0.0512   0.3174   1.0000
  14.000   1.1814   0.09419   0.08697  -0.0492   0.3171   1.0000
  14.250   1.2518   0.08615   0.07895  -0.0470   0.3169   1.0000
  14.500   1.2402   0.09085   0.08370  -0.0472   0.3045   1.0000
  14.750   1.3377   0.07940   0.07217  -0.0445   0.3024   1.0000
  15.000   1.3418   0.08166   0.07447  -0.0442   0.2915   1.0000
  15.250   1.4097   0.07531   0.06794  -0.0423   0.2833   1.0000
  15.500   1.3780   0.08229   0.07512  -0.0430   0.2720   1.0000
  15.750   1.3934   0.08298   0.07582  -0.0425   0.2630   1.0000
  16.000   1.4019   0.08463   0.07749  -0.0423   0.2537   1.0000
  16.250   1.4049   0.08709   0.08002  -0.0423   0.2452   1.0000
  16.500   1.4343   0.08572   0.07851  -0.0414   0.2360   1.0000
  16.750   1.4275   0.08954   0.08243  -0.0418   0.2267   1.0000
  17.000   1.4494   0.08922   0.08198  -0.0411   0.2168   1.0000
  17.250   1.4501   0.09195   0.08476  -0.0412   0.2069   1.0000
  17.500   1.4478   0.09515   0.08801  -0.0415   0.1972   1.0000
  17.750   1.4528   0.09717   0.08997  -0.0415   0.1857   1.0000
  18.000   1.4341   0.10293   0.09591  -0.0429   0.1752   1.0000
  18.250   1.4184   0.10841   0.10151  -0.0443   0.1638   1.0000
  18.500   1.4067   0.11335   0.10644  -0.0457   0.1510   1.0000
  18.750   1.4008   0.11737   0.11034  -0.0468   0.1381   1.0000
  19.000   1.4012   0.12034   0.11312  -0.0474   0.1263   1.0000
  19.250   1.4080   0.12222   0.11482  -0.0475   0.1166   1.0000
<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)