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