LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 116.27 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-la5055-il-500000.txt Download as CSV file: xf-la5055-il-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.1601 0.10541 0.10130 -0.0311 0.5572 0.0373
-9.250 -0.1533 0.10256 0.09847 -0.0326 0.5566 0.0380
-8.750 -0.1753 0.09322 0.08918 -0.0420 0.5558 0.0396
-8.500 -0.1644 0.09028 0.08626 -0.0421 0.5552 0.0398
-8.250 -0.1520 0.08806 0.08405 -0.0422 0.5546 0.0399
-8.000 -0.1405 0.08591 0.08191 -0.0425 0.5541 0.0401
-7.750 -0.1301 0.08374 0.07976 -0.0430 0.5535 0.0404
-7.500 -0.1213 0.08151 0.07755 -0.0438 0.5528 0.0408
-7.250 -0.1150 0.07906 0.07512 -0.0449 0.5522 0.0411
-7.000 -0.1108 0.07644 0.07251 -0.0461 0.5515 0.0417
-6.750 -0.1102 0.07362 0.06972 -0.0475 0.5508 0.0424
-6.500 -0.1530 0.06109 0.05705 -0.0642 0.5507 0.0445
-6.250 -0.1391 0.05917 0.05515 -0.0639 0.5500 0.0447
-6.000 -0.1246 0.05722 0.05319 -0.0642 0.5492 0.0449
-5.750 -0.1091 0.05540 0.05133 -0.0645 0.5484 0.0452
-5.500 -0.0933 0.05325 0.04913 -0.0654 0.5476 0.0455
-5.250 -0.0767 0.05106 0.04688 -0.0664 0.5467 0.0461
-5.000 -0.0686 0.04302 0.03821 -0.0708 0.5460 0.0500
-4.750 -0.0480 0.04166 0.03689 -0.0710 0.5448 0.0503
-4.500 -0.0260 0.04024 0.03548 -0.0712 0.5443 0.0507
-4.250 -0.0035 0.03892 0.03415 -0.0714 0.5437 0.0513
-4.000 0.0193 0.03738 0.03254 -0.0717 0.5430 0.0521
-3.750 0.0405 0.03364 0.02824 -0.0720 0.5423 0.0562
-3.500 0.0649 0.03237 0.02700 -0.0721 0.5413 0.0567
-3.250 0.0898 0.03128 0.02589 -0.0723 0.5401 0.0573
-3.000 0.1152 0.03018 0.02472 -0.0723 0.5387 0.0585
-2.750 0.1408 0.02829 0.02235 -0.0719 0.5373 0.0630
-2.500 0.1668 0.02710 0.02118 -0.0720 0.5358 0.0637
-2.250 0.1934 0.02624 0.02030 -0.0720 0.5346 0.0649
-1.750 0.2480 0.02157 0.01473 -0.0707 0.5328 0.0548
-1.500 0.2755 0.02038 0.01342 -0.0705 0.5320 0.0537
-1.250 0.3035 0.01949 0.01240 -0.0704 0.5311 0.0534
-1.000 0.3318 0.01888 0.01167 -0.0702 0.5303 0.0538
-0.750 0.3601 0.01832 0.01101 -0.0701 0.5295 0.0539
-0.500 0.3882 0.01791 0.01052 -0.0699 0.5284 0.0541
-0.250 0.4157 0.01771 0.01029 -0.0698 0.5267 0.0544
0.000 0.4443 0.01724 0.00981 -0.0697 0.5254 0.0549
0.250 0.4728 0.01690 0.00947 -0.0697 0.5237 0.0553
0.500 0.5007 0.01647 0.00905 -0.0696 0.5221 0.0561
0.750 0.5287 0.01609 0.00874 -0.0695 0.5203 0.0573
1.000 0.5570 0.01587 0.00854 -0.0695 0.5189 0.0585
1.250 0.5853 0.01563 0.00832 -0.0694 0.5176 0.0596
1.500 0.6138 0.01541 0.00809 -0.0694 0.5163 0.0607
1.750 0.6425 0.01521 0.00789 -0.0693 0.5152 0.0618
2.000 0.6709 0.01494 0.00762 -0.0693 0.5142 0.0635
2.250 0.6998 0.01472 0.00741 -0.0693 0.5131 0.0658
2.500 0.7288 0.01458 0.00725 -0.0693 0.5119 0.0689
2.750 0.7571 0.01454 0.00720 -0.0693 0.5105 0.0731
3.000 0.7851 0.01453 0.00725 -0.0694 0.5093 0.0792
3.250 0.8128 0.01438 0.00728 -0.0694 0.5080 0.1137
3.500 0.8547 0.01238 0.00751 -0.0728 0.5064 1.0000
3.750 0.8819 0.01247 0.00758 -0.0726 0.5048 1.0000
4.000 0.9094 0.01254 0.00763 -0.0725 0.5032 1.0000
4.250 0.9371 0.01258 0.00766 -0.0724 0.5018 1.0000
4.500 0.9651 0.01260 0.00765 -0.0724 0.5004 1.0000
4.750 0.9932 0.01260 0.00763 -0.0724 0.4992 1.0000
5.000 1.0216 0.01257 0.00756 -0.0724 0.4980 1.0000
5.250 1.0506 0.01244 0.00738 -0.0724 0.4965 1.0000
5.500 1.0797 0.01230 0.00718 -0.0724 0.4948 1.0000
5.750 1.1072 0.01234 0.00724 -0.0724 0.4927 1.0000
6.000 1.1342 0.01241 0.00737 -0.0724 0.4901 1.0000
6.250 1.1620 0.01239 0.00738 -0.0724 0.4872 1.0000
6.500 1.1902 0.01233 0.00734 -0.0724 0.4847 1.0000
6.750 1.2187 0.01224 0.00724 -0.0725 0.4824 1.0000
7.000 1.2474 0.01211 0.00709 -0.0725 0.4801 1.0000
7.250 1.2750 0.01212 0.00713 -0.0726 0.4770 1.0000
7.500 1.3016 0.01227 0.00736 -0.0726 0.4725 1.0000
7.750 1.3291 0.01227 0.00741 -0.0726 0.4681 1.0000
8.000 1.3575 0.01215 0.00727 -0.0727 0.4639 1.0000
8.250 1.3836 0.01236 0.00756 -0.0727 0.4573 1.0000
8.500 1.4110 0.01232 0.00752 -0.0727 0.4502 1.0000
8.750 1.4372 0.01239 0.00757 -0.0726 0.4392 1.0000
9.000 1.4615 0.01257 0.00767 -0.0723 0.4261 1.0000
9.250 1.4817 0.01306 0.00807 -0.0716 0.4101 1.0000
9.500 1.4986 0.01380 0.00875 -0.0707 0.3913 1.0000
9.750 1.4886 0.01627 0.01100 -0.0677 0.3298 1.0000
10.250 1.3851 0.02807 0.02284 -0.0606 0.3091 1.0000
10.500 1.3583 0.03194 0.02667 -0.0581 0.3004 1.0000
10.750 1.3530 0.03433 0.02909 -0.0567 0.2918 1.0000
11.000 1.3442 0.03699 0.03171 -0.0552 0.2817 1.0000
11.250 1.3398 0.03957 0.03428 -0.0542 0.2657 1.0000
11.500 1.3290 0.04281 0.03740 -0.0531 0.2433 1.0000
11.750 1.3174 0.04625 0.04075 -0.0521 0.2298 1.0000
12.000 1.3164 0.04873 0.04316 -0.0513 0.2221 1.0000
12.250 1.3210 0.05068 0.04510 -0.0507 0.2159 1.0000
12.500 1.3260 0.05265 0.04706 -0.0502 0.2108 1.0000
12.750 1.3303 0.05467 0.04905 -0.0496 0.2056 1.0000
13.000 1.3398 0.05620 0.05059 -0.0491 0.2015 1.0000
13.250 1.3505 0.05766 0.05209 -0.0488 0.1966 1.0000
13.500 1.3579 0.05942 0.05385 -0.0483 0.1910 1.0000
13.750 1.3656 0.06120 0.05561 -0.0479 0.1859 1.0000
14.000 1.3760 0.06277 0.05723 -0.0477 0.1793 1.0000
14.250 1.3813 0.06484 0.05928 -0.0474 0.1716 1.0000
14.500 1.3901 0.06658 0.06101 -0.0471 0.1607 1.0000
14.750 1.3932 0.06894 0.06329 -0.0469 0.1471 1.0000
15.000 1.3940 0.07157 0.06585 -0.0466 0.1371 1.0000
15.250 1.3963 0.07406 0.06829 -0.0464 0.1294 1.0000
15.500 1.4003 0.07637 0.07056 -0.0463 0.1234 1.0000
15.750 1.4055 0.07855 0.07275 -0.0461 0.1182 1.0000
16.000 1.4103 0.08083 0.07504 -0.0461 0.1130 1.0000
16.250 1.4136 0.08330 0.07749 -0.0460 0.1070 1.0000
16.500 1.4179 0.08568 0.07985 -0.0460 0.0983 1.0000
16.750 1.4164 0.08881 0.08284 -0.0462 0.0704 1.0000
17.000 1.4093 0.09265 0.08654 -0.0464 0.0606 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)