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

Polar data table (+)

Polar graphs


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