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