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