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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)