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