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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.9 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-la5055-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-la5055-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.500  -0.1536   0.15845   0.15180  -0.0540   0.8171   0.1360
 -13.250  -0.1533   0.15850   0.15186  -0.0574   0.8166   0.1390
 -13.000  -0.1645   0.16090   0.15430  -0.0618   0.8167   0.1400
 -12.750  -0.1254   0.15108   0.14444  -0.0620   0.8153   0.1428
 -12.500  -0.1082   0.14760   0.14096  -0.0638   0.8146   0.1464
 -12.250  -0.0972   0.14527   0.13862  -0.0661   0.8140   0.1505
 -12.000  -0.0958   0.14473   0.13810  -0.0692   0.8136   0.1547
 -11.750  -0.1098   0.14705   0.14046  -0.0736   0.8137   0.1563
 -11.500  -0.0691   0.13818   0.13157  -0.0740   0.8120   0.1601
 -11.250  -0.0523   0.13516   0.12855  -0.0761   0.8110   0.1658
 -11.000  -0.0502   0.13446   0.12787  -0.0792   0.8105   0.1716
 -10.750  -0.0684   0.13692   0.13041  -0.0837   0.8109   0.1738
 -10.500  -0.0225   0.12842   0.12186  -0.0834   0.8090   0.1796
 -10.250  -0.0121   0.12654   0.11999  -0.0855   0.8082   0.1863
 -10.000  -0.0276   0.12836   0.12187  -0.0893   0.8084   0.1910
  -9.750   0.0012   0.12280   0.11630  -0.0899   0.8070   0.1952
  -9.500   0.0160   0.12051   0.11402  -0.0913   0.8065   0.2023
  -9.250   0.0011   0.12205   0.11562  -0.0944   0.8074   0.2087
  -9.000   0.0230   0.11783   0.11141  -0.0951   0.8068   0.2131
  -8.750   0.0363   0.11593   0.10952  -0.0958   0.8068   0.2208
  -8.500   0.0146   0.11802   0.11170  -0.0977   0.8090   0.2272
  -8.250   0.0377   0.11406   0.10774  -0.0978   0.8096   0.2330
  -8.000  -0.4581   0.15586   0.15088  -0.0148   1.0000   0.1736
  -7.750  -0.4125   0.14824   0.14324  -0.0120   1.0000   0.1791
  -7.500  -0.4147   0.14654   0.14155  -0.0108   1.0000   0.1839
  -7.250  -0.4295   0.14568   0.14073  -0.0103   1.0000   0.1884
  -7.000  -0.4641   0.14632   0.14142  -0.0099   1.0000   0.1907
  -6.750  -0.4548   0.14225   0.13737  -0.0086   1.0000   0.1937
  -6.500  -0.4428   0.13940   0.13452  -0.0069   1.0000   0.1988
  -6.250  -0.4532   0.13796   0.13310  -0.0056   1.0000   0.2042
  -6.000  -0.4860   0.13774   0.13292  -0.0041   1.0000   0.2078
  -5.750  -0.5318   0.13788   0.13311  -0.0049   1.0000   0.2093
  -5.500  -0.4866   0.13221   0.12745  -0.0010   1.0000   0.2153
  -5.250  -0.4955   0.13046   0.12571   0.0009   1.0000   0.2212
  -5.000  -0.5308   0.12956   0.12483  -0.0006   1.0000   0.2269
  -4.750  -0.5302   0.12600   0.12131   0.0009   1.0000   0.2306
  -4.500  -0.5212   0.12353   0.11885   0.0040   1.0000   0.2371
  -4.250  -0.5474   0.12178   0.11704  -0.0031   1.0000   0.2474
  -4.000  -0.5350   0.11819   0.11352   0.0035   1.0000   0.2516
  -3.750  -0.5353   0.11602   0.11135   0.0040   1.0000   0.2623
  -3.500  -0.5366   0.11289   0.10822   0.0040   1.0000   0.2709
  -3.250  -0.5382   0.11052   0.10580   0.0008   1.0000   0.2872
  -3.000  -0.5320   0.10799   0.10334   0.0066   1.0000   0.2955
  -2.750  -0.5304   0.10537   0.10072   0.0067   1.0000   0.3116
  -2.500  -0.5247   0.10298   0.09832   0.0070   0.9989   0.3304
  -2.250  -0.5051   0.10118   0.09652   0.0063   0.9916   0.3554
  -2.000  -0.4877   0.09920   0.09454   0.0052   0.9822   0.3874
  -1.750  -0.4742   0.09748   0.09283   0.0064   0.9721   0.4229
  -1.500  -0.4630   0.09585   0.09123   0.0095   0.9632   0.4601
  -0.500  -0.0670   0.09233   0.08766  -0.0108   0.9868   0.9898
  -0.250  -0.0879   0.09057   0.08593  -0.0054   0.9560   0.9587
   0.000  -0.1488   0.08959   0.08501   0.0073   0.9366   0.9151
   0.250  -0.2040   0.08769   0.08316   0.0176   0.9191   0.8778
   0.500  -0.2809   0.08517   0.08073   0.0321   0.9021   0.8514
   0.750  -0.3535   0.08157   0.07721   0.0449   0.8856   0.8291
   1.000  -0.0227   0.07538   0.06639  -0.0697   0.8670   0.2032
   1.250  -0.0003   0.07453   0.06496  -0.0694   0.8547   0.1927
   1.500   0.0389   0.07580   0.06594  -0.0717   0.8488   0.1878
   1.750   0.0541   0.07493   0.06491  -0.0705   0.8360   0.1850
   2.000   0.0933   0.07669   0.06636  -0.0728   0.8313   0.1833
   2.250   0.1037   0.07591   0.06544  -0.0710   0.8192   0.1840
   2.500   0.1407   0.07798   0.06727  -0.0728   0.8142   0.1859
   2.750   0.1493   0.07733   0.06651  -0.0708   0.8025   0.1864
   3.000   0.1872   0.07955   0.06849  -0.0727   0.7971   0.1880
   3.250   0.1966   0.07933   0.06816  -0.0710   0.7866   0.1893
   3.500   0.2307   0.08129   0.07004  -0.0726   0.7802   0.1938
   3.750   0.2423   0.08172   0.07051  -0.0715   0.7714   0.1995
   4.000   0.2707   0.08342   0.07213  -0.0723   0.7630   0.2094
   4.250   0.2909   0.08497   0.07377  -0.0724   0.7564   0.2193
   4.500   0.3117   0.08590   0.07476  -0.0724   0.7450   0.2344
   4.750   0.3551   0.08851   0.07871  -0.0761   0.7410   0.4715
   5.000   0.3549   0.08679   0.07779  -0.0732   0.7274   1.0000
   5.250   0.3939   0.09105   0.08148  -0.0749   0.7222   1.0000
   5.500   0.3918   0.09060   0.08090  -0.0724   0.7085   1.0000
   5.750   0.4138   0.09340   0.08346  -0.0727   0.7010   1.0000
   6.000   0.4317   0.09500   0.08490  -0.0724   0.6882   1.0000
   6.250   0.4387   0.09629   0.08610  -0.0714   0.6766   1.0000
   6.500   0.4731   0.10003   0.08968  -0.0729   0.6688   1.0000
   6.750   0.4709   0.10045   0.09008  -0.0712   0.6572   1.0000
   7.000   0.5071   0.10487   0.09438  -0.0730   0.6515   1.0000
   7.250   0.5000   0.10483   0.09434  -0.0711   0.6398   1.0000
   7.500   0.5375   0.10977   0.09919  -0.0731   0.6347   1.0000
   7.750   0.5263   0.10937   0.09883  -0.0711   0.6227   1.0000
   8.000   0.5584   0.11415   0.10354  -0.0726   0.6172   1.0000
   8.250   0.5534   0.11430   0.10372  -0.0713   0.6042   1.0000
   8.500   0.5695   0.11779   0.10720  -0.0718   0.5980   1.0000
   8.750   0.5758   0.11931   0.10873  -0.0715   0.5864   1.0000
   9.000   0.6140   0.12530   0.11467  -0.0734   0.5818   1.0000
   9.250   0.5927   0.12428   0.11371  -0.0717   0.5705   1.0000
   9.500   0.6265   0.12911   0.11853  -0.0731   0.5643   1.0000
   9.750   0.6130   0.12969   0.11914  -0.0724   0.5570   1.0000
  10.000   0.6289   0.13243   0.12189  -0.0729   0.5493   1.0000
  10.250   0.6672   0.13870   0.12815  -0.0746   0.5451   1.0000
  10.500   0.6435   0.13738   0.12688  -0.0735   0.5363   1.0000
  10.750   0.6762   0.14177   0.13129  -0.0744   0.5281   1.0000
  11.000   0.6663   0.14261   0.13216  -0.0743   0.5209   1.0000
  11.250   0.6902   0.14590   0.13548  -0.0749   0.5119   1.0000
  11.500   0.6931   0.14853   0.13814  -0.0754   0.5075   1.0000
  11.750   0.7010   0.15044   0.14010  -0.0758   0.4982   1.0000
  12.000   0.7251   0.15515   0.14484  -0.0768   0.4934   1.0000
  12.250   0.7169   0.15580   0.14554  -0.0771   0.4852   1.0000
  12.500   0.7493   0.16099   0.15076  -0.0781   0.4786   1.0000
<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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