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=500,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 104.24 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-la5055-il-500000-n5.txt
Download as CSV file: xf-la5055-il-500000-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 =     0.500 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.1625   0.08892   0.08442  -0.0387   0.5266   0.0278
  -8.500  -0.1690   0.08390   0.07941  -0.0414   0.5261   0.0282
  -8.250  -0.1878   0.07688   0.07242  -0.0455   0.5261   0.0286
  -8.000  -0.1854   0.07402   0.06958  -0.0469   0.5256   0.0288
  -7.750  -0.1830   0.07133   0.06689  -0.0482   0.5247   0.0289
  -7.500  -0.1837   0.06857   0.06417  -0.0495   0.5243   0.0290
  -7.250  -0.1928   0.06501   0.06063  -0.0521   0.5237   0.0290
  -7.000  -0.1926   0.06090   0.05651  -0.0559   0.5231   0.0292
  -6.750  -0.1885   0.05672   0.05229  -0.0596   0.5226   0.0293
  -6.500  -0.1816   0.05234   0.04783  -0.0629   0.5224   0.0296
  -6.250  -0.2347   0.02671   0.02056  -0.0702   0.5225   0.0327
  -6.000  -0.2109   0.02563   0.01938  -0.0701   0.5221   0.0329
  -5.750  -0.1859   0.02480   0.01847  -0.0701   0.5218   0.0331
  -5.500  -0.1604   0.02405   0.01763  -0.0700   0.5214   0.0333
  -5.250  -0.1346   0.02332   0.01681  -0.0699   0.5209   0.0336
  -5.000  -0.1082   0.02273   0.01615  -0.0698   0.5204   0.0339
  -4.750  -0.0818   0.02204   0.01538  -0.0697   0.5198   0.0343
  -4.500  -0.0556   0.02113   0.01433  -0.0696   0.5191   0.0348
  -4.250  -0.0297   0.01997   0.01296  -0.0694   0.5183   0.0354
  -4.000  -0.0032   0.01891   0.01169  -0.0693   0.5177   0.0359
  -3.750   0.0239   0.01806   0.01067  -0.0691   0.5169   0.0364
  -3.500   0.0515   0.01742   0.00988  -0.0690   0.5161   0.0367
  -3.250   0.0795   0.01695   0.00929  -0.0689   0.5152   0.0370
  -3.000   0.1071   0.01630   0.00859  -0.0688   0.5140   0.0374
  -2.750   0.1352   0.01589   0.00817  -0.0688   0.5128   0.0378
  -2.500   0.1636   0.01558   0.00784  -0.0688   0.5116   0.0382
  -2.250   0.1920   0.01531   0.00755  -0.0688   0.5105   0.0387
  -2.000   0.2205   0.01502   0.00722  -0.0687   0.5095   0.0392
  -1.750   0.2489   0.01469   0.00685  -0.0687   0.5084   0.0396
  -1.500   0.2773   0.01438   0.00649  -0.0686   0.5072   0.0401
  -1.250   0.3057   0.01410   0.00616  -0.0686   0.5057   0.0405
  -1.000   0.3341   0.01387   0.00589  -0.0685   0.5042   0.0409
  -0.750   0.3627   0.01361   0.00564  -0.0685   0.5029   0.0413
  -0.500   0.3913   0.01339   0.00543  -0.0685   0.5014   0.0417
  -0.250   0.4198   0.01315   0.00521  -0.0685   0.4998   0.0421
   0.000   0.4481   0.01292   0.00502  -0.0685   0.4985   0.0427
   0.250   0.4766   0.01278   0.00491  -0.0685   0.4973   0.0434
   0.500   0.5053   0.01265   0.00481  -0.0685   0.4960   0.0442
   0.750   0.5340   0.01251   0.00469  -0.0686   0.4946   0.0449
   1.000   0.5627   0.01238   0.00456  -0.0686   0.4932   0.0456
   1.250   0.5914   0.01225   0.00444  -0.0686   0.4917   0.0462
   1.500   0.6202   0.01214   0.00433  -0.0687   0.4904   0.0469
   1.750   0.6488   0.01202   0.00421  -0.0687   0.4890   0.0477
   2.000   0.6775   0.01193   0.00412  -0.0688   0.4875   0.0488
   2.250   0.7062   0.01189   0.00415  -0.0689   0.4856   0.0500
   2.500   0.7350   0.01187   0.00418  -0.0690   0.4834   0.0517
   2.750   0.7636   0.01185   0.00421  -0.0691   0.4815   0.0539
   3.000   0.7923   0.01182   0.00423  -0.0692   0.4794   0.0572
   3.250   0.8210   0.01179   0.00424  -0.0693   0.4772   0.0620
   3.500   0.8497   0.01173   0.00424  -0.0694   0.4749   0.0729
   3.750   0.8780   0.01157   0.00422  -0.0694   0.4725   0.1311
   4.000   0.9039   0.01104   0.00440  -0.0695   0.4689   0.4246
   4.250   0.9308   0.01078   0.00445  -0.0694   0.4627   0.5316
   4.500   0.9745   0.00974   0.00444  -0.0725   0.4504   0.9989
   4.750   1.0025   0.00979   0.00439  -0.0725   0.4392   1.0000
   5.000   1.0293   0.00994   0.00445  -0.0724   0.4298   1.0000
   5.250   1.0558   0.01014   0.00459  -0.0723   0.4228   1.0000
   5.500   1.0820   0.01038   0.00478  -0.0721   0.4160   1.0000
   5.750   1.1079   0.01066   0.00501  -0.0720   0.4100   1.0000
   6.000   1.1342   0.01089   0.00524  -0.0719   0.4036   1.0000
   6.250   1.1586   0.01129   0.00558  -0.0716   0.3935   1.0000
   6.500   1.1732   0.01258   0.00661  -0.0706   0.3278   1.0000
   6.750   1.1839   0.01416   0.00806  -0.0695   0.3046   1.0000
   7.000   1.2017   0.01502   0.00891  -0.0688   0.2957   1.0000
   7.250   1.2178   0.01596   0.00985  -0.0681   0.2880   1.0000
   7.500   1.2303   0.01719   0.01111  -0.0674   0.2768   1.0000
   7.750   1.2133   0.02141   0.01540  -0.0668   0.2566   1.0000
   8.000   1.1712   0.02596   0.01993  -0.0627   0.2406   1.0000
   8.250   1.1433   0.02986   0.02375  -0.0600   0.2258   1.0000
   8.500   1.1366   0.03234   0.02621  -0.0584   0.2193   1.0000
   8.750   1.1356   0.03442   0.02827  -0.0572   0.2142   1.0000
   9.000   1.1389   0.03619   0.03004  -0.0562   0.2100   1.0000
   9.250   1.1391   0.03834   0.03217  -0.0552   0.2049   1.0000
   9.500   1.1468   0.03994   0.03377  -0.0544   0.2023   1.0000
   9.750   1.1570   0.04133   0.03517  -0.0538   0.1987   1.0000
  10.000   1.1679   0.04269   0.03653  -0.0533   0.1950   1.0000
  10.250   1.1779   0.04413   0.03798  -0.0527   0.1914   1.0000
  10.500   1.1859   0.04579   0.03964  -0.0521   0.1881   1.0000
  10.750   1.1954   0.04733   0.04118  -0.0516   0.1844   1.0000
  11.000   1.2075   0.04864   0.04250  -0.0511   0.1789   1.0000
  11.250   1.2154   0.05031   0.04413  -0.0506   0.1694   1.0000
  11.500   1.2238   0.05196   0.04573  -0.0501   0.1567   1.0000
  12.000   1.2293   0.05643   0.05000  -0.0490   0.1290   1.0000
  12.250   1.2359   0.05830   0.05183  -0.0485   0.1228   1.0000
  12.500   1.2448   0.05996   0.05348  -0.0481   0.1183   1.0000
  12.750   1.2551   0.06151   0.05503  -0.0477   0.1157   1.0000
  13.000   1.2647   0.06313   0.05665  -0.0474   0.1130   1.0000
  13.250   1.2730   0.06493   0.05846  -0.0471   0.1106   1.0000
  13.500   1.2823   0.06661   0.06016  -0.0468   0.1085   1.0000
  13.750   1.2939   0.06807   0.06165  -0.0465   0.1066   1.0000
  14.000   1.3047   0.06962   0.06322  -0.0463   0.1041   1.0000
  14.250   1.3145   0.07127   0.06489  -0.0460   0.1012   1.0000
  14.500   1.3226   0.07311   0.06673  -0.0458   0.0981   1.0000
  14.750   1.3333   0.07470   0.06836  -0.0457   0.0950   1.0000
  15.000   1.3421   0.07652   0.07018  -0.0455   0.0868   1.0000
  15.250   1.3397   0.07956   0.07301  -0.0454   0.0629   1.0000
  15.500   1.3433   0.08197   0.07539  -0.0453   0.0576   1.0000
  15.750   1.3492   0.08419   0.07763  -0.0453   0.0550   1.0000
  16.000   1.3536   0.08662   0.08008  -0.0453   0.0525   1.0000
  16.250   1.3614   0.08864   0.08214  -0.0453   0.0509   1.0000
  16.500   1.3689   0.09072   0.08427  -0.0454   0.0486   1.0000
  16.750   1.3736   0.09318   0.08677  -0.0456   0.0466   1.0000
  17.000   1.3802   0.09543   0.08906  -0.0458   0.0447   1.0000
  17.250   1.3872   0.09762   0.09129  -0.0460   0.0421   1.0000
  17.500   1.3928   0.10001   0.09370  -0.0463   0.0400   1.0000
  17.750   1.3975   0.10257   0.09631  -0.0467   0.0380   1.0000
  18.000   1.4018   0.10520   0.09896  -0.0471   0.0363   1.0000
  18.250   1.4065   0.10777   0.10156  -0.0476   0.0350   1.0000
  18.500   1.4110   0.11036   0.10419  -0.0481   0.0340   1.0000
  18.750   1.4136   0.11330   0.10717  -0.0487   0.0333   1.0000
  19.000   1.4166   0.11616   0.11007  -0.0494   0.0325   1.0000
  19.250   1.4198   0.11902   0.11298  -0.0502   0.0318   1.0000
<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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