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=5


Details Polar file
Airfoil: LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 15.51 at α=13.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-la5055-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-la5055-il-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.1995   0.13781   0.13121  -0.0231   0.5985   0.0640
 -11.250  -0.1973   0.13554   0.12897  -0.0257   0.5979   0.0658
 -11.000  -0.2025   0.13379   0.12726  -0.0293   0.5975   0.0664
 -10.750  -0.1911   0.13030   0.12380  -0.0305   0.5968   0.0668
 -10.500  -0.1736   0.12683   0.12035  -0.0309   0.5960   0.0675
 -10.250  -0.1614   0.12398   0.11753  -0.0319   0.5950   0.0683
 -10.000  -0.1514   0.12131   0.11487  -0.0331   0.5939   0.0693
  -9.750  -0.1430   0.11869   0.11227  -0.0345   0.5924   0.0703
  -9.500  -0.1361   0.11609   0.10968  -0.0361   0.5911   0.0717
  -9.250  -0.1327   0.11359   0.10720  -0.0382   0.5898   0.0732
  -9.000  -0.1382   0.11132   0.10496  -0.0417   0.5888   0.0742
  -8.750  -0.1425   0.10880   0.10247  -0.0451   0.5878   0.0745
  -8.500  -0.1307   0.10546   0.09914  -0.0455   0.5866   0.0750
  -8.250  -0.1106   0.10258   0.09623  -0.0444   0.5853   0.0760
  -8.000  -0.0987   0.10019   0.09383  -0.0447   0.5842   0.0776
  -7.750  -0.0915   0.09782   0.09146  -0.0457   0.5833   0.0797
  -7.500  -0.0931   0.09540   0.08905  -0.0483   0.5825   0.0825
  -7.250  -0.1130   0.09283   0.08654  -0.0539   0.5818   0.0837
  -7.000  -0.1249   0.09004   0.08383  -0.0591   0.5806   0.0839
  -6.750  -0.0993   0.08731   0.08119  -0.0562   0.5790   0.0846
  -6.500  -0.0840   0.08506   0.07899  -0.0560   0.5774   0.0855
  -6.250  -0.0757   0.08288   0.07686  -0.0572   0.5759   0.0864
  -6.000  -0.0685   0.08058   0.07460  -0.0591   0.5744   0.0876
  -5.750  -0.0621   0.07813   0.07216  -0.0616   0.5730   0.0891
  -5.500  -0.0563   0.07536   0.06937  -0.0649   0.5716   0.0910
  -4.750  -0.0353   0.05971   0.05284  -0.0776   0.5679   0.0663
  -4.500  -0.0182   0.05778   0.05088  -0.0777   0.5667   0.0657
  -4.250  -0.0010   0.05566   0.04865  -0.0780   0.5656   0.0647
  -4.000   0.0167   0.05323   0.04601  -0.0785   0.5646   0.0635
  -3.750   0.0353   0.05071   0.04320  -0.0789   0.5637   0.0624
  -3.500   0.0551   0.04833   0.04046  -0.0790   0.5628   0.0616
  -3.250   0.0761   0.04647   0.03828  -0.0788   0.5620   0.0614
  -3.000   0.0938   0.04649   0.03830  -0.0803   0.5578   0.0622
  -2.750   0.1127   0.04604   0.03769  -0.0807   0.5548   0.0632
  -2.500   0.1323   0.04537   0.03680  -0.0808   0.5524   0.0639
  -2.250   0.1528   0.04465   0.03584  -0.0807   0.5504   0.0639
  -2.000   0.1740   0.04397   0.03493  -0.0803   0.5487   0.0640
  -1.750   0.1961   0.04335   0.03406  -0.0799   0.5473   0.0642
  -1.500   0.2191   0.04275   0.03322  -0.0794   0.5460   0.0645
  -1.250   0.2429   0.04220   0.03245  -0.0789   0.5450   0.0650
  -1.000   0.2676   0.04179   0.03175  -0.0782   0.5440   0.0663
  -0.750   0.2920   0.04138   0.03129  -0.0778   0.5432   0.0676
  -0.500   0.2846   0.04444   0.03451  -0.0782   0.5360   0.0680
  -0.250   0.2917   0.04570   0.03577  -0.0778   0.5323   0.0686
   0.000   0.3071   0.04616   0.03617  -0.0771   0.5301   0.0693
   0.250   0.3254   0.04640   0.03636  -0.0764   0.5284   0.0699
   0.500   0.3453   0.04658   0.03648  -0.0757   0.5270   0.0706
   0.750   0.3671   0.04665   0.03649  -0.0750   0.5258   0.0716
   1.000   0.3888   0.04680   0.03660  -0.0743   0.5248   0.0725
   1.250   0.4120   0.04692   0.03667  -0.0736   0.5240   0.0740
   1.500   0.4356   0.04697   0.03677  -0.0729   0.5233   0.0763
   2.000   0.3888   0.05275   0.04261  -0.0679   0.5129   0.0764
   2.250   0.4039   0.05344   0.04334  -0.0670   0.5111   0.0784
   2.500   0.4215   0.05401   0.04392  -0.0662   0.5096   0.0804
   2.750   0.4425   0.05441   0.04430  -0.0656   0.5082   0.0822
   3.000   0.4688   0.05446   0.04433  -0.0652   0.5068   0.0846
   3.250   0.4981   0.05431   0.04418  -0.0647   0.5056   0.0880
   3.500   0.5289   0.05412   0.04394  -0.0643   0.5045   0.0938
   3.750   0.4945   0.05792   0.04780  -0.0621   0.4967   0.0925
   4.000   0.5139   0.05846   0.04834  -0.0616   0.4936   0.0988
   4.250   0.5393   0.05869   0.04859  -0.0614   0.4913   0.1104
   4.750   0.6133   0.05738   0.04943  -0.0648   0.4886   1.0000
   5.000   0.6400   0.05773   0.04964  -0.0643   0.4877   1.0000
   5.250   0.6180   0.06103   0.05299  -0.0630   0.4792   1.0000
   5.500   0.6372   0.06181   0.05368  -0.0625   0.4766   1.0000
   5.750   0.6614   0.06221   0.05401  -0.0620   0.4745   1.0000
   6.000   0.6889   0.06235   0.05407  -0.0616   0.4730   1.0000
   6.500   0.7031   0.06522   0.05691  -0.0601   0.4617   1.0000
   6.750   0.7283   0.06542   0.05706  -0.0597   0.4594   1.0000
   7.000   0.7472   0.06590   0.05751  -0.0590   0.4552   1.0000
   7.250   0.7541   0.06716   0.05878  -0.0583   0.4474   1.0000
   7.500   0.7809   0.06699   0.05857  -0.0577   0.4446   1.0000
   7.750   0.8116   0.06644   0.05797  -0.0572   0.4427   1.0000
   8.000   0.8080   0.06849   0.06006  -0.0564   0.4315   1.0000
   8.250   0.8362   0.06804   0.05959  -0.0558   0.4288   1.0000
   8.750   0.8594   0.07006   0.06165  -0.0546   0.4146   1.0000
   9.000   0.8860   0.06978   0.06137  -0.0541   0.4122   1.0000
   9.500   0.9062   0.07237   0.06403  -0.0531   0.3967   1.0000
   9.750   0.9327   0.07201   0.06368  -0.0525   0.3944   1.0000
  10.000   0.9281   0.07493   0.06666  -0.0523   0.3803   1.0000
  10.250   0.9302   0.07733   0.06911  -0.0521   0.3679   1.0000
  10.500   0.9528   0.07731   0.06912  -0.0516   0.3633   1.0000
  10.750   0.9585   0.07939   0.07125  -0.0514   0.3514   1.0000
  11.000   0.9735   0.08037   0.07226  -0.0511   0.3438   1.0000
  11.250   0.9939   0.08062   0.07254  -0.0507   0.3388   1.0000
  11.500   1.0203   0.08004   0.07197  -0.0501   0.3356   1.0000
  11.750   1.0381   0.08062   0.07257  -0.0497   0.3282   1.0000
  12.000   1.0664   0.07973   0.07168  -0.0491   0.3240   1.0000
  12.250   1.0946   0.07887   0.07080  -0.0484   0.3190   1.0000
  12.500   1.1189   0.07853   0.07043  -0.0478   0.3123   1.0000
  12.750   1.1525   0.07690   0.06874  -0.0470   0.3077   1.0000
  13.000   1.1677   0.07781   0.06965  -0.0466   0.2988   1.0000
  13.250   1.1949   0.07703   0.06880  -0.0459   0.2919   1.0000
  13.500   1.1992   0.07946   0.07130  -0.0457   0.2810   1.0000
  13.750   1.2093   0.08109   0.07297  -0.0455   0.2709   1.0000
  14.000   1.2205   0.08254   0.07442  -0.0453   0.2608   1.0000
  14.250   1.2253   0.08497   0.07690  -0.0453   0.2505   1.0000
  14.500   1.2373   0.08632   0.07822  -0.0451   0.2414   1.0000
  14.750   1.2530   0.08705   0.07882  -0.0447   0.2327   1.0000
  15.000   1.2624   0.08877   0.08054  -0.0446   0.2245   1.0000
  15.250   1.2794   0.08926   0.08089  -0.0442   0.2172   1.0000
  15.500   1.2858   0.09151   0.08322  -0.0443   0.2099   1.0000
  15.750   1.2994   0.09253   0.08417  -0.0440   0.2028   1.0000
  16.000   1.3053   0.09489   0.08664  -0.0442   0.1961   1.0000
  16.250   1.3115   0.09719   0.08901  -0.0444   0.1892   1.0000
  16.500   1.3165   0.09971   0.09161  -0.0447   0.1824   1.0000
  16.750   1.3175   0.10290   0.09493  -0.0453   0.1750   1.0000
  17.000   1.3199   0.10589   0.09803  -0.0459   0.1682   1.0000
  17.250   1.3198   0.10932   0.10158  -0.0466   0.1606   1.0000
  17.500   1.3193   0.11284   0.10521  -0.0475   0.1527   1.0000
  17.750   1.3187   0.11633   0.10871  -0.0485   0.1446   1.0000
  18.000   1.3177   0.11989   0.11226  -0.0495   0.1365   1.0000
  18.250   1.3167   0.12347   0.11583  -0.0506   0.1292   1.0000
  18.500   1.3160   0.12694   0.11924  -0.0517   0.1221   1.0000
  18.750   1.3140   0.13077   0.12314  -0.0530   0.1150   1.0000
  19.000   1.3120   0.13454   0.12686  -0.0544   0.1081   1.0000
  19.250   1.3085   0.13877   0.13124  -0.0560   0.1005   1.0000
<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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