XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: LIEBECK L1003 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -13.000 -0.3264 0.17277 0.16671 0.0376 0.4378 0.0636 -12.750 -0.3190 0.17055 0.16447 0.0352 0.4371 0.0638 -12.500 -0.3120 0.16831 0.16221 0.0330 0.4365 0.0639 -12.250 -0.2989 0.16485 0.15874 0.0318 0.4358 0.0641 -12.000 -0.2863 0.16168 0.15554 0.0307 0.4352 0.0645 -11.750 -0.2749 0.15883 0.15267 0.0294 0.4346 0.0649 -11.500 -0.2642 0.15611 0.14992 0.0279 0.4341 0.0654 -11.250 -0.2540 0.15347 0.14725 0.0264 0.4337 0.0659 -11.000 -0.2417 0.15100 0.14484 0.0240 0.4327 0.0667 -10.750 -0.2296 0.14866 0.14257 0.0212 0.4315 0.0677 -10.500 -0.2196 0.14645 0.14042 0.0183 0.4305 0.0685 -10.250 -0.2111 0.14433 0.13835 0.0153 0.4296 0.0689 -10.000 -0.2032 0.14222 0.13627 0.0124 0.4288 0.0691 -9.750 -0.1962 0.14016 0.13424 0.0094 0.4281 0.0692 -9.500 -0.1811 0.13716 0.13129 0.0077 0.4272 0.0694 -9.250 -0.1656 0.13430 0.12846 0.0061 0.4264 0.0698 -9.000 -0.1523 0.13184 0.12602 0.0042 0.4257 0.0702 -8.750 -0.1402 0.12951 0.12373 0.0022 0.4250 0.0707 -8.500 -0.1288 0.12728 0.12151 0.0001 0.4244 0.0713 -8.250 -0.1181 0.12510 0.11936 -0.0020 0.4239 0.0720 -8.000 -0.1081 0.12302 0.11729 -0.0043 0.4233 0.0729 -7.750 -0.1007 0.12108 0.11538 -0.0070 0.4229 0.0740 -7.500 -0.0976 0.11938 0.11370 -0.0105 0.4225 0.0746 -7.250 -0.0944 0.11759 0.11193 -0.0139 0.4220 0.0748 -7.000 -0.0821 0.11519 0.10957 -0.0157 0.4216 0.0750 -6.750 -0.0671 0.11285 0.10724 -0.0168 0.4212 0.0754 -6.500 -0.0544 0.11080 0.10522 -0.0183 0.4208 0.0759 -6.250 -0.0436 0.10894 0.10337 -0.0201 0.4204 0.0765 -6.000 -0.0341 0.10717 0.10163 -0.0221 0.4201 0.0771 -5.750 -0.0265 0.10540 0.09987 -0.0240 0.4197 0.0778 -5.500 -0.0210 0.10371 0.09820 -0.0258 0.4193 0.0785 -5.250 -0.0199 0.10223 0.09673 -0.0274 0.4190 0.0793 -5.000 -0.0234 0.10106 0.09558 -0.0291 0.4186 0.0799 -4.750 -0.0253 0.09948 0.09399 -0.0327 0.4182 0.0805 -4.500 -0.0204 0.09981 0.09442 -0.0417 0.4169 0.0809 -4.250 -0.0148 0.09966 0.09433 -0.0480 0.4162 0.0811 -4.000 -0.0057 0.09960 0.09437 -0.0495 0.4157 0.0815 -3.750 0.0001 0.09962 0.09445 -0.0510 0.4155 0.0822 -3.500 0.0026 0.09970 0.09458 -0.0529 0.4152 0.0831 -3.250 0.0034 0.09965 0.09453 -0.0549 0.4152 0.0841 -3.000 0.0027 0.09950 0.09437 -0.0569 0.4152 0.0853 -2.750 0.0027 0.09898 0.09376 -0.0601 0.4153 0.0871 -2.250 0.0055 0.09752 0.09208 -0.0636 0.4157 0.0881 -2.000 0.0061 0.09701 0.09159 -0.0629 0.4161 0.0884 -1.750 0.0024 0.09674 0.09132 -0.0619 0.4161 0.0889 -1.500 -0.0075 0.09670 0.09128 -0.0604 0.4156 0.0892 -1.250 -0.0061 0.09624 0.09078 -0.0598 0.4158 0.0899 -1.000 0.0008 0.09565 0.09012 -0.0598 0.4161 0.0910 -0.750 0.0123 0.09495 0.08931 -0.0604 0.4165 0.0927 -0.500 0.0335 0.09396 0.08795 -0.0628 0.4169 0.0956 -0.250 0.0456 0.09316 0.08717 -0.0624 0.4173 0.0964 0.000 0.0633 0.09250 0.08646 -0.0624 0.4178 0.0980 2.000 0.1539 0.09684 0.08947 -0.0673 0.4477 0.0808 2.250 0.1611 0.09704 0.08964 -0.0672 0.4475 0.0801 2.500 0.1615 0.09706 0.08962 -0.0669 0.4464 0.0796 2.750 0.1720 0.09623 0.08866 -0.0665 0.4383 0.0790 3.250 0.2558 0.09360 0.08524 -0.0650 0.4175 0.0803 3.500 0.2460 0.09402 0.08557 -0.0647 0.4115 0.0807 3.750 0.2659 0.09403 0.08550 -0.0644 0.4075 0.0820 4.000 0.2925 0.09400 0.08534 -0.0640 0.4048 0.0831 4.250 0.3275 0.09391 0.08501 -0.0635 0.4029 0.0836 4.750 0.3393 0.09523 0.08618 -0.0630 0.3930 0.0845 5.000 0.3620 0.09547 0.08624 -0.0625 0.3899 0.0863 5.250 0.3888 0.09566 0.08627 -0.0621 0.3878 0.0888 5.500 0.4178 0.09596 0.08651 -0.0616 0.3863 0.0908 5.750 0.4493 0.09643 0.08685 -0.0611 0.3854 0.0922 6.250 0.4495 0.09867 0.08905 -0.0610 0.3736 0.0944 6.500 0.4737 0.09903 0.08940 -0.0606 0.3717 0.0967 6.750 0.5008 0.09940 0.08976 -0.0602 0.3703 0.0985 7.250 0.5175 0.10160 0.09199 -0.0602 0.3587 0.1008 7.500 0.5407 0.10206 0.09238 -0.0597 0.3565 0.1034 7.750 0.5659 0.10232 0.09268 -0.0592 0.3551 0.1051 8.250 0.5850 0.10469 0.09514 -0.0593 0.3431 0.1068 8.500 0.6100 0.10507 0.09551 -0.0591 0.3412 0.1090 8.750 0.6373 0.10526 0.09564 -0.0587 0.3399 0.1119 9.000 0.6342 0.10757 0.09799 -0.0594 0.3293 0.1127 9.250 0.6584 0.10786 0.09826 -0.0593 0.3272 0.1143 9.500 0.6849 0.10792 0.09830 -0.0590 0.3258 0.1161 9.750 0.6817 0.11075 0.10117 -0.0599 0.3151 0.1168 10.000 0.7048 0.11110 0.10148 -0.0597 0.3132 0.1191 10.250 0.7044 0.11417 0.10458 -0.0607 0.3038 0.1203 10.500 0.7244 0.11480 0.10519 -0.0607 0.3010 0.1240 10.750 0.7465 0.11517 0.10556 -0.0606 0.2993 0.1284 11.000 0.7440 0.11907 0.10950 -0.0618 0.2910 0.1302 11.250 0.7623 0.12000 0.11041 -0.0618 0.2884 0.1343 11.500 0.7830 0.12057 0.11101 -0.0618 0.2866 0.1414 12.000 0.8065 0.12436 0.11645 -0.0647 0.2774 1.0000 12.250 0.8247 0.12510 0.11711 -0.0646 0.2749 1.0000 12.500 0.8450 0.12549 0.11743 -0.0643 0.2731 1.0000 13.000 0.8608 0.13054 0.12246 -0.0654 0.2656 1.0000 13.250 0.8745 0.13206 0.12396 -0.0656 0.2629 1.0000 13.500 0.8908 0.13311 0.12498 -0.0657 0.2609 1.0000 13.750 0.9101 0.13358 0.12543 -0.0655 0.2593 1.0000 14.000 0.9305 0.13384 0.12566 -0.0653 0.2580 1.0000 14.250 0.9317 0.13763 0.12949 -0.0664 0.2542 1.0000 14.500 0.9354 0.14096 0.13285 -0.0674 0.2505 1.0000 14.750 0.9477 0.14268 0.13459 -0.0678 0.2480 1.0000 15.000 0.9641 0.14362 0.13554 -0.0679 0.2460 1.0000 15.250 0.9819 0.14426 0.13618 -0.0679 0.2445 1.0000 15.500 1.0004 0.14480 0.13673 -0.0679 0.2433 1.0000 15.750 1.0198 0.14513 0.13708 -0.0678 0.2423 1.0000 16.000 1.0038 0.15213 0.14418 -0.0705 0.2353 1.0000 16.250 1.0146 0.15407 0.14615 -0.0712 0.2325 1.0000 16.500 1.0306 0.15492 0.14703 -0.0713 0.2302 1.0000 16.750 1.0496 0.15520 0.14732 -0.0713 0.2285 1.0000 17.000 1.0699 0.15520 0.14735 -0.0711 0.2272 1.0000 17.250 1.0906 0.15510 0.14728 -0.0709 0.2262 1.0000 17.750 1.0853 0.16388 0.15623 -0.0746 0.2140 1.0000 18.000 1.1029 0.16431 0.15668 -0.0747 0.2123 1.0000