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=1,000,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)
Reynolds number: 1,000,000
Max Cl/Cd: 149.59 at α=6°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-la5055-il-1000000.txt
Download as CSV file: xf-la5055-il-1000000.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 =     1.000 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.1914   0.10090   0.09731  -0.0342   0.5331   0.0310
  -9.500  -0.1909   0.09673   0.09315  -0.0367   0.5326   0.0311
  -9.250  -0.1871   0.09318   0.08960  -0.0386   0.5323   0.0311
  -9.000  -0.1837   0.08945   0.08588  -0.0398   0.5320   0.0313
  -8.750  -0.1747   0.08706   0.08350  -0.0406   0.5315   0.0314
  -8.500  -0.1653   0.08483   0.08128  -0.0413   0.5310   0.0315
  -8.250  -0.1559   0.08267   0.07912  -0.0421   0.5303   0.0316
  -8.000  -0.1481   0.08039   0.07684  -0.0430   0.5295   0.0318
  -7.750  -0.1412   0.07810   0.07457  -0.0440   0.5284   0.0320
  -7.500  -0.1349   0.07585   0.07234  -0.0449   0.5276   0.0323
  -7.250  -0.1321   0.07320   0.06972  -0.0462   0.5271   0.0325
  -7.000  -0.1319   0.07044   0.06699  -0.0474   0.5269   0.0328
  -6.750  -0.1705   0.05854   0.05505  -0.0609   0.5269   0.0351
  -6.500  -0.1829   0.04895   0.04529  -0.0664   0.5268   0.0354
  -6.250  -0.1679   0.04696   0.04326  -0.0670   0.5266   0.0356
  -6.000  -0.1514   0.04491   0.04116  -0.0676   0.5263   0.0357
  -5.750  -0.1327   0.04321   0.03942  -0.0681   0.5260   0.0359
  -5.500  -0.1137   0.04122   0.03736  -0.0687   0.5257   0.0361
  -5.250  -0.0937   0.03929   0.03536  -0.0693   0.5253   0.0365
  -5.000  -0.0888   0.02956   0.02484  -0.0704   0.5250   0.0400
  -4.750  -0.0644   0.02842   0.02368  -0.0705   0.5244   0.0402
  -4.500  -0.0395   0.02743   0.02265  -0.0705   0.5235   0.0404
  -4.250  -0.0141   0.02654   0.02172  -0.0706   0.5223   0.0406
  -4.000   0.0036   0.02106   0.01566  -0.0698   0.5215   0.0378
  -3.750   0.0267   0.01812   0.01230  -0.0693   0.5207   0.0379
  -3.500   0.0536   0.01704   0.01102  -0.0691   0.5199   0.0386
  -3.250   0.0809   0.01610   0.00991  -0.0689   0.5192   0.0389
  -3.000   0.1089   0.01542   0.00910  -0.0688   0.5185   0.0391
  -2.750   0.1372   0.01494   0.00852  -0.0687   0.5178   0.0394
  -2.500   0.1659   0.01465   0.00814  -0.0687   0.5171   0.0396
  -2.250   0.1931   0.01349   0.00690  -0.0686   0.5163   0.0402
  -2.000   0.2215   0.01307   0.00647  -0.0686   0.5156   0.0406
  -1.750   0.2502   0.01279   0.00618  -0.0686   0.5148   0.0410
  -1.500   0.2790   0.01254   0.00592  -0.0686   0.5136   0.0416
  -1.250   0.3076   0.01239   0.00574  -0.0686   0.5114   0.0423
  -1.000   0.3361   0.01217   0.00551  -0.0685   0.5096   0.0427
  -0.750   0.3651   0.01185   0.00519  -0.0685   0.5088   0.0432
  -0.500   0.3940   0.01160   0.00493  -0.0686   0.5081   0.0436
  -0.250   0.4229   0.01138   0.00472  -0.0686   0.5072   0.0440
   0.000   0.4520   0.01122   0.00455  -0.0686   0.5063   0.0443
   0.250   0.4802   0.01086   0.00421  -0.0686   0.5053   0.0449
   0.500   0.5089   0.01062   0.00400  -0.0686   0.5043   0.0457
   0.750   0.5378   0.01047   0.00387  -0.0687   0.5032   0.0464
   1.000   0.5669   0.01035   0.00376  -0.0688   0.5021   0.0474
   1.250   0.5961   0.01023   0.00364  -0.0688   0.5009   0.0484
   1.500   0.6253   0.01009   0.00350  -0.0689   0.4996   0.0492
   1.750   0.6545   0.00997   0.00338  -0.0690   0.4982   0.0498
   2.000   0.6834   0.00982   0.00323  -0.0691   0.4969   0.0512
   2.250   0.7123   0.00977   0.00319  -0.0692   0.4954   0.0527
   2.500   0.7412   0.00977   0.00319  -0.0693   0.4937   0.0544
   2.750   0.7705   0.00967   0.00313  -0.0695   0.4928   0.0567
   3.000   0.7997   0.00959   0.00311  -0.0696   0.4915   0.0606
   3.250   0.8289   0.00950   0.00308  -0.0698   0.4899   0.0678
   3.500   0.8572   0.00920   0.00307  -0.0699   0.4882   0.1804
   3.750   0.8838   0.00865   0.00314  -0.0699   0.4863   0.4559
   4.000   0.9046   0.00774   0.00321  -0.0687   0.4842   0.8129
   4.250   0.9575   0.00737   0.00317  -0.0736   0.4813   1.0000
   4.500   0.9855   0.00741   0.00316  -0.0736   0.4786   1.0000
   4.750   1.0139   0.00745   0.00322  -0.0736   0.4762   1.0000
   5.000   1.0423   0.00748   0.00326  -0.0737   0.4723   1.0000
   5.250   1.0707   0.00751   0.00327  -0.0737   0.4678   1.0000
   5.500   1.0990   0.00755   0.00328  -0.0738   0.4636   1.0000
   5.750   1.1272   0.00761   0.00333  -0.0739   0.4559   1.0000
   6.000   1.1548   0.00772   0.00338  -0.0739   0.4427   1.0000
   6.250   1.1812   0.00797   0.00354  -0.0738   0.4288   1.0000
   6.500   1.2072   0.00827   0.00377  -0.0737   0.4179   1.0000
   6.750   1.2331   0.00858   0.00404  -0.0735   0.4083   1.0000
   7.000   1.2595   0.00883   0.00428  -0.0735   0.4002   1.0000
   7.250   1.2844   0.00923   0.00462  -0.0733   0.3831   1.0000
   7.500   1.2948   0.01100   0.00602  -0.0718   0.3128   1.0000
   7.750   1.3142   0.01181   0.00678  -0.0712   0.2996   1.0000
   8.000   1.3361   0.01234   0.00730  -0.0708   0.2892   1.0000
   8.250   1.3536   0.01320   0.00810  -0.0700   0.2696   1.0000
   8.500   1.3516   0.01549   0.01019  -0.0680   0.2271   1.0000
   8.750   1.3527   0.01864   0.01339  -0.0685   0.2178   1.0000
   9.000   1.3200   0.02289   0.01774  -0.0654   0.2164   1.0000
   9.250   1.3042   0.02600   0.02089  -0.0633   0.2126   1.0000
   9.500   1.2970   0.02860   0.02351  -0.0619   0.2095   1.0000
   9.750   1.2932   0.03100   0.02593  -0.0607   0.2062   1.0000
  10.000   1.2942   0.03301   0.02796  -0.0597   0.2021   1.0000
  10.250   1.3016   0.03455   0.02951  -0.0590   0.1997   1.0000
  10.500   1.3054   0.03644   0.03143  -0.0582   0.1965   1.0000
  10.750   1.3103   0.03828   0.03328  -0.0575   0.1925   1.0000
  11.000   1.3153   0.04013   0.03512  -0.0568   0.1879   1.0000
  11.250   1.3270   0.04145   0.03646  -0.0563   0.1842   1.0000
  11.500   1.3342   0.04319   0.03820  -0.0558   0.1785   1.0000
  11.750   1.3391   0.04512   0.04009  -0.0552   0.1709   1.0000
  12.000   1.3425   0.04718   0.04207  -0.0545   0.1545   1.0000
  12.250   1.3382   0.04993   0.04467  -0.0537   0.1348   1.0000
  12.500   1.3414   0.05209   0.04679  -0.0531   0.1280   1.0000
  12.750   1.3474   0.05396   0.04863  -0.0525   0.1232   1.0000
  13.000   1.3556   0.05560   0.05027  -0.0520   0.1193   1.0000
  13.250   1.3653   0.05713   0.05181  -0.0516   0.1166   1.0000
  13.500   1.3737   0.05879   0.05347  -0.0511   0.1137   1.0000
  13.750   1.3800   0.06071   0.05539  -0.0507   0.1109   1.0000
  14.000   1.3876   0.06247   0.05716  -0.0503   0.1079   1.0000
  14.250   1.3990   0.06384   0.05856  -0.0499   0.1058   1.0000
  14.500   1.4087   0.06539   0.06012  -0.0495   0.1027   1.0000
  14.750   1.4156   0.06722   0.06193  -0.0491   0.0980   1.0000
  15.000   1.4265   0.06866   0.06339  -0.0488   0.0930   1.0000
  15.250   1.4190   0.07195   0.06645  -0.0482   0.0654   1.0000
  15.500   1.4185   0.07458   0.06901  -0.0478   0.0577   1.0000
  15.750   1.4230   0.07672   0.07116  -0.0475   0.0537   1.0000
  16.000   1.4260   0.07909   0.07353  -0.0472   0.0503   1.0000
  16.250   1.4321   0.08115   0.07562  -0.0470   0.0475   1.0000
  16.500   1.4359   0.08347   0.07793  -0.0468   0.0444   1.0000
  16.750   1.4434   0.08538   0.07986  -0.0467   0.0415   1.0000
  17.000   1.4482   0.08762   0.08210  -0.0466   0.0391   1.0000
  17.250   1.4535   0.08990   0.08441  -0.0466   0.0375   1.0000
  17.500   1.4591   0.09210   0.08662  -0.0466   0.0363   1.0000
  17.750   1.4632   0.09449   0.08903  -0.0467   0.0347   1.0000
  18.000   1.4673   0.09696   0.09153  -0.0469   0.0339   1.0000
  18.250   1.4722   0.09936   0.09398  -0.0471   0.0332   1.0000
  18.500   1.4770   0.10178   0.09643  -0.0474   0.0326   1.0000
  18.750   1.4804   0.10441   0.09910  -0.0477   0.0320   1.0000
  19.000   1.4816   0.10737   0.10210  -0.0482   0.0314   1.0000
  19.250   1.4834   0.11026   0.10504  -0.0487   0.0308   1.0000
<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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