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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 24.66 at α=13.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-la5055-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-la5055-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.1299   0.13090   0.12657  -0.0254   0.6103   0.0537
 -11.000  -0.1266   0.12825   0.12392  -0.0276   0.6096   0.0549
 -10.750  -0.1426   0.12624   0.12191  -0.0320   0.6094   0.0555
 -10.500  -0.1340   0.12267   0.11837  -0.0334   0.6086   0.0558
 -10.250  -0.1138   0.11926   0.11496  -0.0332   0.6076   0.0562
 -10.000  -0.1015   0.11646   0.11217  -0.0338   0.6067   0.0568
  -9.750  -0.0918   0.11379   0.10951  -0.0348   0.6059   0.0576
  -9.500  -0.0841   0.11112   0.10684  -0.0361   0.6052   0.0588
  -9.250  -0.0790   0.10836   0.10408  -0.0376   0.6044   0.0603
  -9.000  -0.0922   0.10553   0.10127  -0.0420   0.6041   0.0619
  -8.750  -0.1008   0.10197   0.09773  -0.0455   0.6036   0.0623
  -8.500  -0.0795   0.09891   0.09465  -0.0441   0.6027   0.0627
  -8.250  -0.1299   0.09995   0.09542  -0.0481   0.6033   0.0625
  -8.000  -0.1132   0.09749   0.09294  -0.0474   0.6025   0.0630
  -7.750  -0.1011   0.09528   0.09072  -0.0474   0.6017   0.0637
  -7.500  -0.0923   0.09313   0.08857  -0.0481   0.6009   0.0647
  -7.250  -0.0862   0.09101   0.08646  -0.0493   0.6001   0.0657
  -7.000  -0.0811   0.08843   0.08396  -0.0517   0.5991   0.0673
  -6.750  -0.1258   0.08393   0.07950  -0.0657   0.5984   0.0695
  -6.500  -0.1124   0.08090   0.07658  -0.0663   0.5968   0.0699
  -6.250  -0.0937   0.07938   0.07516  -0.0647   0.5950   0.0704
  -6.000  -0.0793   0.07777   0.07360  -0.0647   0.5932   0.0712
  -5.750  -0.0676   0.07596   0.07183  -0.0657   0.5915   0.0725
  -5.500  -0.0688   0.07130   0.06688  -0.0762   0.5900   0.0776
  -5.250  -0.0598   0.06767   0.06318  -0.0778   0.5886   0.0786
  -5.000  -0.0438   0.06597   0.06155  -0.0771   0.5872   0.0792
  -4.750  -0.0284   0.06437   0.05995  -0.0767   0.5860   0.0802
  -4.500  -0.0129   0.06258   0.05809  -0.0770   0.5848   0.0819
  -4.250   0.0003   0.05875   0.05371  -0.0805   0.5839   0.0883
  -4.000   0.0181   0.05693   0.05194  -0.0799   0.5830   0.0892
  -3.750   0.0362   0.05567   0.05065  -0.0792   0.5822   0.0907
  -3.500   0.0527   0.05768   0.05226  -0.0844   0.5751   0.0987
  -3.250   0.0675   0.05517   0.04999  -0.0851   0.5725   0.0999
  -3.000   0.0836   0.05445   0.04936  -0.0853   0.5707   0.1015
  -2.750   0.1007   0.05404   0.04895  -0.0853   0.5693   0.1048
  -2.500   0.1190   0.05296   0.04754  -0.0854   0.5681   0.1131
  -2.250   0.1393   0.05181   0.04641  -0.0848   0.5669   0.1159
  -2.000   0.1630   0.05068   0.04491  -0.0842   0.5660   0.1269
  -1.750   0.1865   0.04903   0.04330  -0.0832   0.5651   0.1304
  -1.500   0.2118   0.04780   0.04180  -0.0823   0.5643   0.1433
  -1.250   0.2369   0.04680   0.04077  -0.0813   0.5636   0.1503
   0.000   0.2935   0.05228   0.04482  -0.0808   0.5630   0.0866
   0.250   0.3176   0.05216   0.04462  -0.0803   0.5633   0.0847
   0.750   0.1759   0.06181   0.05470  -0.0724   0.5718   0.1000
   1.000   0.2030   0.06120   0.05378  -0.0715   0.5695   0.0861
   1.250   0.2289   0.06099   0.05347  -0.0711   0.5679   0.0841
   1.500   0.2586   0.06101   0.05336  -0.0709   0.5666   0.0824
   1.750   0.2917   0.06134   0.05359  -0.0709   0.5655   0.0830
   2.000   0.3269   0.06190   0.05408  -0.0711   0.5647   0.0845
   2.250   0.3649   0.06264   0.05477  -0.0715   0.5640   0.0848
   2.500   0.4011   0.06374   0.05585  -0.0720   0.5636   0.0857
   2.750   0.3275   0.06391   0.05603  -0.0661   0.5509   0.0846
   3.000   0.3553   0.06432   0.05641  -0.0658   0.5491   0.0857
   3.250   0.3869   0.06486   0.05695  -0.0657   0.5476   0.0869
   3.500   0.4226   0.06539   0.05753  -0.0658   0.5465   0.0889
   3.750   0.4641   0.06623   0.05848  -0.0663   0.5456   0.0941
   4.000   0.4240   0.06657   0.05881  -0.0627   0.5318   0.0929
   4.250   0.4637   0.06666   0.05892  -0.0627   0.5295   0.0971
   4.500   0.4822   0.06560   0.05788  -0.0611   0.5144   0.1006
   4.750   0.5564   0.06317   0.05547  -0.0615   0.5111   0.1224
   5.000   0.5707   0.06272   0.05738  -0.0655   0.4986   1.0000
   5.250   0.6170   0.06170   0.05612  -0.0652   0.4961   1.0000
   5.500   0.6659   0.06052   0.05479  -0.0650   0.4947   1.0000
   5.750   0.6488   0.06263   0.05693  -0.0635   0.4830   1.0000
   6.000   0.6845   0.06213   0.05635  -0.0631   0.4811   1.0000
   6.250   0.7199   0.06169   0.05584  -0.0628   0.4800   1.0000
   6.500   0.7546   0.06135   0.05545  -0.0624   0.4791   1.0000
   6.750   0.7411   0.06362   0.05775  -0.0612   0.4674   1.0000
   7.000   0.7719   0.06340   0.05750  -0.0609   0.4660   1.0000
   7.250   0.8046   0.06298   0.05704  -0.0605   0.4650   1.0000
   7.500   0.8373   0.06256   0.05661  -0.0601   0.4642   1.0000
   7.750   0.8306   0.06446   0.05854  -0.0591   0.4524   1.0000
   8.000   0.8628   0.06384   0.05790  -0.0586   0.4512   1.0000
   8.250   0.8966   0.06301   0.05705  -0.0581   0.4503   1.0000
   8.500   0.8940   0.06483   0.05890  -0.0573   0.4388   1.0000
   8.750   0.9249   0.06414   0.05822  -0.0568   0.4374   1.0000
   9.000   0.9565   0.06340   0.05748  -0.0563   0.4364   1.0000
   9.250   0.9884   0.06257   0.05666  -0.0558   0.4355   1.0000
   9.500   0.9861   0.06450   0.05863  -0.0551   0.4235   1.0000
   9.750   1.0175   0.06359   0.05774  -0.0546   0.4222   1.0000
  10.000   1.0516   0.06229   0.05646  -0.0541   0.4213   1.0000
  10.750   1.1019   0.06320   0.05748  -0.0523   0.4020   1.0000
  11.000   1.1519   0.06008   0.05438  -0.0519   0.4056   1.0000
  11.250   1.1500   0.06233   0.05668  -0.0513   0.3921   1.0000
  11.500   1.1852   0.06070   0.05507  -0.0509   0.3899   1.0000
  11.750   1.1592   0.06603   0.06045  -0.0506   0.3628   1.0000
  12.000   1.1776   0.06646   0.06090  -0.0503   0.3502   1.0000
  12.250   1.2135   0.06479   0.05919  -0.0499   0.3418   1.0000
  12.500   1.2615   0.06169   0.05599  -0.0494   0.3339   1.0000
  12.750   1.3132   0.05809   0.05221  -0.0488   0.3231   1.0000
  13.000   1.3507   0.05602   0.04990  -0.0480   0.3099   1.0000
  13.250   1.3732   0.05569   0.04940  -0.0471   0.2971   1.0000
  13.500   1.3824   0.05704   0.05068  -0.0464   0.2848   1.0000
  13.750   1.3844   0.05940   0.05308  -0.0460   0.2727   1.0000
  14.000   1.3889   0.06148   0.05515  -0.0456   0.2610   1.0000
  14.250   1.3931   0.06360   0.05720  -0.0453   0.2502   1.0000
  14.500   1.3973   0.06576   0.05934  -0.0450   0.2403   1.0000
  14.750   1.4035   0.06765   0.06116  -0.0446   0.2320   1.0000
  15.000   1.4092   0.06961   0.06306  -0.0443   0.2239   1.0000
  15.250   1.4161   0.07143   0.06482  -0.0440   0.2161   1.0000
  15.500   1.4222   0.07342   0.06682  -0.0437   0.2085   1.0000
  15.750   1.4311   0.07497   0.06831  -0.0434   0.2016   1.0000
  16.000   1.4340   0.07756   0.07102  -0.0434   0.1944   1.0000
  16.250   1.4409   0.07943   0.07281  -0.0432   0.1871   1.0000
  16.500   1.4424   0.08240   0.07596  -0.0436   0.1793   1.0000
  16.750   1.4431   0.08532   0.07889  -0.0438   0.1708   1.0000
  17.000   1.4421   0.08864   0.08230  -0.0443   0.1598   1.0000
  17.250   1.4398   0.09213   0.08581  -0.0448   0.1484   1.0000
  17.500   1.4347   0.09597   0.08959  -0.0454   0.1369   1.0000
  17.750   1.4264   0.10027   0.09381  -0.0461   0.1251   1.0000
  18.000   1.4182   0.10458   0.09805  -0.0468   0.1134   1.0000
  18.250   1.4109   0.10886   0.10232  -0.0477   0.1021   1.0000
  18.500   1.4054   0.11305   0.10651  -0.0487   0.0901   1.0000
  18.750   1.4016   0.11702   0.11047  -0.0497   0.0805   1.0000
  19.000   1.3975   0.12104   0.11445  -0.0508   0.0750   1.0000
  19.250   1.3931   0.12510   0.11845  -0.0520   0.0713   1.0000
<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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