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