LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 46.11 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-la5055-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-la5055-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.1684 0.11457 0.10895 -0.0289 0.5587 0.0462
-9.750 -0.1734 0.11129 0.10570 -0.0325 0.5582 0.0469
-9.500 -0.1776 0.10771 0.10216 -0.0360 0.5577 0.0471
-9.250 -0.1609 0.10501 0.09946 -0.0357 0.5569 0.0474
-9.000 -0.1471 0.10250 0.09698 -0.0359 0.5562 0.0478
-8.750 -0.1376 0.09994 0.09443 -0.0369 0.5556 0.0481
-8.500 -0.1285 0.09742 0.09194 -0.0379 0.5549 0.0486
-8.250 -0.1207 0.09487 0.08942 -0.0391 0.5543 0.0491
-8.000 -0.1141 0.09224 0.08682 -0.0405 0.5537 0.0498
-7.750 -0.1089 0.08950 0.08410 -0.0420 0.5530 0.0506
-7.500 -0.1078 0.08643 0.08107 -0.0442 0.5521 0.0518
-7.250 -0.1183 0.08237 0.07705 -0.0485 0.5514 0.0526
-7.000 -0.1269 0.07883 0.07356 -0.0515 0.5505 0.0527
-6.750 -0.1317 0.07478 0.06950 -0.0559 0.5498 0.0528
-6.500 -0.1321 0.06982 0.06447 -0.0610 0.5491 0.0529
-6.000 -0.1171 0.06123 0.05575 -0.0645 0.5476 0.0469
-5.750 -0.1019 0.05962 0.05415 -0.0645 0.5469 0.0465
-5.500 -0.0886 0.05702 0.05150 -0.0655 0.5462 0.0458
-5.250 -0.0763 0.05318 0.04751 -0.0676 0.5456 0.0448
-5.000 -0.0634 0.04865 0.04275 -0.0698 0.5450 0.0440
-4.750 -0.0480 0.04447 0.03826 -0.0712 0.5444 0.0436
-4.500 -0.0296 0.04121 0.03471 -0.0719 0.5438 0.0437
-4.250 -0.0085 0.03906 0.03233 -0.0722 0.5431 0.0445
-4.000 0.0130 0.03662 0.02958 -0.0724 0.5425 0.0453
-3.750 0.0353 0.03432 0.02698 -0.0724 0.5417 0.0455
-3.500 0.0587 0.03233 0.02472 -0.0725 0.5405 0.0457
-3.250 0.0829 0.03062 0.02272 -0.0724 0.5391 0.0460
-3.000 0.1079 0.02922 0.02104 -0.0723 0.5376 0.0464
-2.750 0.1335 0.02806 0.01956 -0.0722 0.5359 0.0472
-2.500 0.1596 0.02755 0.01905 -0.0722 0.5343 0.0479
-2.250 0.1860 0.02715 0.01864 -0.0722 0.5328 0.0486
-2.000 0.2127 0.02657 0.01796 -0.0721 0.5315 0.0492
-1.750 0.2396 0.02594 0.01721 -0.0720 0.5303 0.0496
-1.500 0.2666 0.02537 0.01651 -0.0718 0.5292 0.0501
-1.250 0.2938 0.02487 0.01590 -0.0716 0.5282 0.0507
-1.000 0.3210 0.02442 0.01536 -0.0714 0.5273 0.0513
-0.750 0.3484 0.02402 0.01486 -0.0712 0.5265 0.0520
-0.500 0.3760 0.02366 0.01440 -0.0710 0.5256 0.0531
-0.250 0.4034 0.02326 0.01402 -0.0708 0.5248 0.0541
0.000 0.4312 0.02290 0.01364 -0.0706 0.5239 0.0550
0.250 0.4590 0.02254 0.01323 -0.0704 0.5230 0.0558
0.500 0.4830 0.02283 0.01367 -0.0704 0.5198 0.0566
0.750 0.5073 0.02306 0.01399 -0.0703 0.5165 0.0575
1.000 0.5328 0.02310 0.01406 -0.0702 0.5142 0.0584
1.250 0.5588 0.02307 0.01405 -0.0700 0.5124 0.0594
1.500 0.5851 0.02292 0.01398 -0.0698 0.5110 0.0608
1.750 0.6122 0.02274 0.01382 -0.0696 0.5096 0.0631
2.000 0.6398 0.02255 0.01362 -0.0694 0.5085 0.0656
2.250 0.6678 0.02226 0.01332 -0.0692 0.5074 0.0678
2.500 0.6959 0.02202 0.01307 -0.0690 0.5065 0.0709
2.750 0.7243 0.02179 0.01281 -0.0688 0.5057 0.0750
3.000 0.7528 0.02154 0.01256 -0.0686 0.5049 0.0826
3.250 0.7660 0.02310 0.01441 -0.0684 0.4991 0.0957
3.500 0.7837 0.02314 0.01523 -0.0679 0.4957 0.3458
3.750 0.8286 0.02182 0.01545 -0.0711 0.4940 1.0000
4.000 0.8545 0.02189 0.01545 -0.0708 0.4924 1.0000
4.250 0.8810 0.02190 0.01540 -0.0705 0.4912 1.0000
4.500 0.9083 0.02181 0.01525 -0.0702 0.4901 1.0000
4.750 0.9354 0.02177 0.01516 -0.0699 0.4892 1.0000
5.000 0.9636 0.02161 0.01495 -0.0697 0.4883 1.0000
5.250 0.9914 0.02150 0.01478 -0.0694 0.4873 1.0000
6.250 0.9234 0.03604 0.02972 -0.0630 0.4565 1.0000
6.750 0.9143 0.04091 0.03460 -0.0604 0.4449 1.0000
7.000 0.9384 0.04093 0.03461 -0.0599 0.4437 1.0000
7.250 0.9598 0.04119 0.03486 -0.0594 0.4423 1.0000
7.750 0.9568 0.04593 0.03964 -0.0574 0.4311 1.0000
8.000 0.9831 0.04564 0.03935 -0.0570 0.4293 1.0000
8.250 0.9994 0.04627 0.03998 -0.0563 0.4253 1.0000
8.500 0.9971 0.04871 0.04245 -0.0554 0.4173 1.0000
8.750 1.0238 0.04832 0.04205 -0.0550 0.4142 1.0000
9.000 1.0553 0.04748 0.04120 -0.0547 0.4120 1.0000
10.000 1.0235 0.06093 0.05486 -0.0521 0.3486 1.0000
10.250 1.0629 0.05902 0.05288 -0.0517 0.3412 1.0000
10.500 1.1208 0.05497 0.04868 -0.0514 0.3330 1.0000
10.750 1.1828 0.05034 0.04369 -0.0509 0.3188 1.0000
11.000 1.2057 0.04994 0.04304 -0.0501 0.3051 1.0000
11.250 1.2159 0.05111 0.04410 -0.0493 0.2926 1.0000
11.500 1.2238 0.05278 0.04578 -0.0488 0.2819 1.0000
11.750 1.2308 0.05454 0.04754 -0.0483 0.2670 1.0000
12.000 1.2368 0.05635 0.04926 -0.0477 0.2473 1.0000
12.250 1.2397 0.05845 0.05119 -0.0471 0.2331 1.0000
12.500 1.2450 0.06041 0.05306 -0.0466 0.2244 1.0000
12.750 1.2506 0.06236 0.05493 -0.0462 0.2176 1.0000
13.000 1.2600 0.06398 0.05654 -0.0458 0.2119 1.0000
13.250 1.2687 0.06566 0.05822 -0.0455 0.2063 1.0000
13.500 1.2770 0.06734 0.05985 -0.0451 0.2008 1.0000
13.750 1.2884 0.06884 0.06142 -0.0449 0.1953 1.0000
14.000 1.2975 0.07055 0.06314 -0.0446 0.1893 1.0000
14.250 1.3064 0.07234 0.06496 -0.0445 0.1839 1.0000
14.500 1.3162 0.07410 0.06679 -0.0444 0.1771 1.0000
14.750 1.3239 0.07608 0.06879 -0.0443 0.1697 1.0000
15.000 1.3314 0.07811 0.07084 -0.0442 0.1590 1.0000
15.250 1.3371 0.08034 0.07305 -0.0442 0.1484 1.0000
15.500 1.3399 0.08299 0.07566 -0.0444 0.1394 1.0000
15.750 1.3429 0.08564 0.07826 -0.0445 0.1325 1.0000
16.000 1.3472 0.08812 0.08072 -0.0446 0.1264 1.0000
16.250 1.3493 0.09088 0.08347 -0.0448 0.1210 1.0000
16.500 1.3553 0.09319 0.08582 -0.0450 0.1162 1.0000
16.750 1.3590 0.09582 0.08846 -0.0453 0.1112 1.0000
17.000 1.3642 0.09829 0.09099 -0.0456 0.1063 1.0000
17.250 1.3678 0.10100 0.09375 -0.0460 0.0999 1.0000
17.500 1.3739 0.10340 0.09622 -0.0463 0.0912 1.0000
17.750 1.3695 0.10729 0.10002 -0.0472 0.0698 1.0000
18.000 1.3630 0.11156 0.10418 -0.0482 0.0636 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)