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=5


Details Polar file
Airfoil: LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.74 at α=13.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-la5055-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-la5055-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500  -0.2106   0.15423   0.14632  -0.0268   0.6596   0.1044
 -12.250  -0.2112   0.15333   0.14544  -0.0298   0.6588   0.1058
 -12.000  -0.2144   0.15265   0.14479  -0.0329   0.6581   0.1064
 -11.750  -0.1915   0.14702   0.13917  -0.0334   0.6570   0.1075
 -11.500  -0.1737   0.14310   0.13525  -0.0342   0.6560   0.1094
 -11.250  -0.1616   0.14025   0.13239  -0.0355   0.6551   0.1118
 -11.000  -0.1528   0.13787   0.13003  -0.0372   0.6543   0.1148
 -10.750  -0.1537   0.13673   0.12891  -0.0399   0.6536   0.1185
 -10.500  -0.1643   0.13671   0.12894  -0.0436   0.6529   0.1197
 -10.250  -0.1377   0.13113   0.12333  -0.0430   0.6516   0.1218
 -10.000  -0.1219   0.12798   0.12015  -0.0433   0.6505   0.1248
  -9.750  -0.1128   0.12564   0.11780  -0.0445   0.6494   0.1281
  -9.500  -0.1095   0.12389   0.11611  -0.0473   0.6482   0.1320
  -9.250  -0.1201   0.12353   0.11584  -0.0515   0.6472   0.1341
  -9.000  -0.1060   0.11987   0.11223  -0.0528   0.6458   0.1354
  -8.750  -0.0833   0.11618   0.10854  -0.0529   0.6441   0.1380
  -8.500  -0.0710   0.11371   0.10609  -0.0540   0.6423   0.1415
  -8.250  -0.0667   0.11184   0.10425  -0.0558   0.6407   0.1460
  -8.000  -0.0858   0.11170   0.10419  -0.0603   0.6392   0.1495
  -7.750  -0.0647   0.10772   0.10021  -0.0596   0.6375   0.1517
  -7.500  -0.0466   0.10506   0.09752  -0.0589   0.6359   0.1563
  -7.250  -0.0487   0.10368   0.09617  -0.0606   0.6347   0.1632
  -7.000  -0.0543   0.10194   0.09453  -0.0633   0.6331   0.1670
  -6.750  -0.0285   0.09930   0.09191  -0.0630   0.6311   0.1731
  -6.500  -0.0553   0.09968   0.09242  -0.0665   0.6294   0.1811
  -6.250  -0.0328   0.09651   0.08929  -0.0661   0.6277   0.1849
  -6.000  -0.0224   0.09480   0.08762  -0.0662   0.6259   0.1902
  -5.500  -0.0248   0.09196   0.08487  -0.0677   0.6224   0.2035
  -5.000  -0.0411   0.08068   0.07290  -0.0848   0.6194   0.1059
  -4.750  -0.0276   0.07883   0.07109  -0.0835   0.6181   0.1033
  -4.250  -0.0269   0.07444   0.06620  -0.0883   0.6127   0.0942
  -4.000  -0.0212   0.07327   0.06494  -0.0883   0.6107   0.0940
  -3.750  -0.0144   0.07210   0.06365  -0.0881   0.6089   0.0938
  -3.500  -0.0063   0.07093   0.06235  -0.0878   0.6073   0.0934
  -3.250   0.0033   0.06979   0.06107  -0.0874   0.6058   0.0928
  -3.000   0.0144   0.06864   0.05975  -0.0870   0.6045   0.0919
  -2.750   0.0273   0.06749   0.05839  -0.0866   0.6034   0.0910
  -2.500   0.0420   0.06642   0.05706  -0.0863   0.6024   0.0902
  -2.250   0.0596   0.06537   0.05573  -0.0860   0.6014   0.0896
  -2.000   0.0727   0.06479   0.05488  -0.0854   0.6000   0.0893
  -1.750   0.0657   0.06529   0.05529  -0.0834   0.5973   0.0893
  -1.500   0.0661   0.06537   0.05522  -0.0815   0.5954   0.0899
  -1.250   0.0729   0.06535   0.05499  -0.0801   0.5944   0.0907
  -1.000   0.0827   0.06534   0.05475  -0.0790   0.5936   0.0917
  -0.750   0.0946   0.06538   0.05455  -0.0780   0.5930   0.0924
  -0.500   0.1079   0.06549   0.05443  -0.0772   0.5925   0.0928
  -0.250   0.1222   0.06567   0.05441  -0.0765   0.5922   0.0929
   0.000   0.1369   0.06595   0.05449  -0.0758   0.5920   0.0932
   0.250   0.1517   0.06632   0.05467  -0.0751   0.5919   0.0936
   0.500   0.1670   0.06672   0.05490  -0.0744   0.5914   0.0940
   0.750   0.1831   0.06709   0.05516  -0.0738   0.5904   0.0949
   1.000   0.1998   0.06749   0.05555  -0.0734   0.5894   0.0967
   1.250   0.2142   0.06811   0.05614  -0.0727   0.5892   0.0989
   1.500   0.2295   0.06875   0.05671  -0.0720   0.5887   0.1011
   1.750   0.2476   0.06933   0.05718  -0.0714   0.5873   0.1030
   2.000   0.2716   0.06993   0.05763  -0.0712   0.5853   0.1047
   2.250   0.3030   0.07050   0.05806  -0.0713   0.5829   0.1067
   2.500   0.3132   0.07116   0.05871  -0.0703   0.5789   0.1084
   2.750   0.3210   0.07178   0.05933  -0.0692   0.5738   0.1106
   3.000   0.3392   0.07246   0.05997  -0.0687   0.5699   0.1153
   3.250   0.3635   0.07313   0.06057  -0.0685   0.5664   0.1208
   3.500   0.3931   0.07379   0.06122  -0.0687   0.5637   0.1275
   3.750   0.4127   0.07475   0.06210  -0.0683   0.5605   0.1342
   4.000   0.4139   0.07573   0.06316  -0.0673   0.5557   0.1393
   4.250   0.4295   0.07659   0.06409  -0.0670   0.5513   0.1540
   4.750   0.4859   0.07637   0.06601  -0.0680   0.5442   1.0000
   5.000   0.4986   0.07760   0.06707  -0.0672   0.5390   1.0000
   5.250   0.5044   0.07884   0.06821  -0.0662   0.5325   1.0000
   5.500   0.5255   0.07994   0.06915  -0.0658   0.5276   1.0000
   5.750   0.5554   0.08096   0.07001  -0.0657   0.5241   1.0000
   6.000   0.5555   0.08229   0.07131  -0.0646   0.5154   1.0000
   6.250   0.5765   0.08319   0.07212  -0.0642   0.5089   1.0000
   6.500   0.6109   0.08383   0.07262  -0.0641   0.5049   1.0000
   6.750   0.6082   0.08515   0.07394  -0.0629   0.4939   1.0000
   7.000   0.6360   0.08587   0.07458  -0.0627   0.4892   1.0000
   7.250   0.6412   0.08713   0.07583  -0.0619   0.4796   1.0000
   7.500   0.6668   0.08773   0.07637  -0.0615   0.4740   1.0000
   7.750   0.6743   0.08898   0.07761  -0.0608   0.4648   1.0000
   8.000   0.6964   0.08983   0.07844  -0.0605   0.4596   1.0000
   8.250   0.7043   0.09138   0.08000  -0.0600   0.4517   1.0000
   8.500   0.7229   0.09238   0.08100  -0.0597   0.4457   1.0000
   9.000   0.7512   0.09476   0.08340  -0.0589   0.4312   1.0000
   9.250   0.7813   0.09496   0.08359  -0.0586   0.4277   1.0000
   9.500   0.7791   0.09716   0.08583  -0.0582   0.4159   1.0000
   9.750   0.8065   0.09741   0.08609  -0.0578   0.4120   1.0000
  10.000   0.8037   0.10003   0.08878  -0.0576   0.4005   1.0000
  10.250   0.8274   0.10048   0.08925  -0.0572   0.3958   1.0000
  10.500   0.8276   0.10300   0.09182  -0.0571   0.3845   1.0000
  10.750   0.8514   0.10319   0.09203  -0.0566   0.3793   1.0000
  11.000   0.8529   0.10566   0.09455  -0.0566   0.3679   1.0000
  11.250   0.8792   0.10539   0.09431  -0.0559   0.3634   1.0000
  11.500   0.8808   0.10801   0.09698  -0.0561   0.3523   1.0000
  11.750   0.8912   0.10951   0.09852  -0.0559   0.3432   1.0000
  12.000   0.9146   0.10926   0.09830  -0.0552   0.3373   1.0000
  12.250   0.9226   0.11122   0.10032  -0.0552   0.3281   1.0000
  12.500   0.9458   0.11112   0.10026  -0.0546   0.3235   1.0000
  12.750   0.9519   0.11369   0.10289  -0.0548   0.3156   1.0000
  13.000   0.9692   0.11453   0.10379  -0.0545   0.3102   1.0000
  13.250   0.9955   0.11389   0.10322  -0.0537   0.3073   1.0000
  13.750   1.0091   0.11897   0.10844  -0.0542   0.2930   1.0000
  14.250   1.0168   0.12529   0.11493  -0.0554   0.2784   1.0000
  14.500   1.0407   0.12495   0.11467  -0.0547   0.2758   1.0000
  15.000   1.0453   0.13190   0.12178  -0.0564   0.2614   1.0000
  15.750   1.0388   0.14502   0.13512  -0.0608   0.2380   1.0000
  16.000   1.0604   0.14465   0.13485  -0.0600   0.2340   1.0000
<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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