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