LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 7.03 at α=17.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-l1003-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-l1003-il-100000-n5.csv |
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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)