LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 10.17 at α=18.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-l1003-il-200000.txt Download as CSV file: xf-l1003-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.750 -0.4053 0.19072 0.18599 0.0545 0.4542 0.0511
-14.500 -0.3956 0.18828 0.18356 0.0519 0.4533 0.0517
-14.000 -0.3787 0.18377 0.17919 0.0454 0.4511 0.0522
-13.750 -0.3617 0.17991 0.17539 0.0439 0.4499 0.0524
-13.500 -0.3474 0.17690 0.17243 0.0421 0.4490 0.0528
-13.250 -0.3344 0.17420 0.16977 0.0401 0.4481 0.0532
-13.000 -0.3219 0.17159 0.16718 0.0380 0.4474 0.0538
-12.750 -0.3100 0.16900 0.16462 0.0358 0.4467 0.0544
-12.500 -0.2984 0.16643 0.16207 0.0336 0.4461 0.0550
-12.250 -0.2872 0.16387 0.15954 0.0313 0.4455 0.0558
-12.000 -0.2782 0.16159 0.15727 0.0286 0.4451 0.0566
-11.750 -0.2761 0.16029 0.15599 0.0248 0.4448 0.0569
-11.500 -0.2739 0.15862 0.15434 0.0213 0.4445 0.0570
-11.250 -0.2531 0.15431 0.15005 0.0205 0.4440 0.0572
-11.000 -0.2368 0.15109 0.14686 0.0191 0.4436 0.0575
-10.750 -0.2227 0.14843 0.14423 0.0173 0.4433 0.0578
-10.500 -0.2094 0.14600 0.14183 0.0152 0.4431 0.0582
-10.250 -0.1963 0.14373 0.13960 0.0128 0.4430 0.0588
-10.000 -0.1830 0.14155 0.13746 0.0100 0.4430 0.0594
-9.750 -0.1666 0.13968 0.13569 0.0058 0.4436 0.0601
-9.500 -0.1469 0.13825 0.13441 -0.0004 0.4454 0.0611
-9.250 -0.1155 0.13917 0.13562 -0.0156 0.4593 0.0620
-9.000 -0.1244 0.13791 0.13432 -0.0184 0.4579 0.0621
-8.750 -0.1193 0.13522 0.13160 -0.0190 0.4569 0.0623
-8.500 -0.1044 0.13208 0.12843 -0.0179 0.4562 0.0624
-8.250 -0.0931 0.12951 0.12583 -0.0174 0.4556 0.0627
-8.000 -0.0265 0.13215 0.12888 -0.0415 0.4793 0.0633
-7.750 -0.0133 0.13053 0.12728 -0.0448 0.4776 0.0638
-7.500 -0.0037 0.12908 0.12584 -0.0473 0.4764 0.0643
-7.250 0.0039 0.12769 0.12446 -0.0495 0.4754 0.0650
-7.000 0.0096 0.12636 0.12314 -0.0514 0.4745 0.0657
-6.750 0.0131 0.12511 0.12189 -0.0532 0.4737 0.0665
-6.500 0.0080 0.12411 0.12089 -0.0559 0.4730 0.0673
-6.250 -0.0130 0.12345 0.12023 -0.0595 0.4723 0.0676
-5.750 -0.0288 0.12133 0.11813 -0.0597 0.4712 0.0679
-5.500 -0.0154 0.11960 0.11640 -0.0582 0.4708 0.0681
-5.250 -0.0127 0.11851 0.11531 -0.0569 0.4704 0.0683
-5.000 -0.0165 0.11775 0.11454 -0.0555 0.4700 0.0685
-4.750 -0.0191 0.11692 0.11371 -0.0546 0.4697 0.0688
-4.500 -0.0210 0.11605 0.11282 -0.0541 0.4695 0.0692
-4.250 -0.0672 0.11895 0.11589 -0.0596 0.4639 0.0689
-4.000 -0.0843 0.11822 0.11516 -0.0583 0.4616 0.0690
-3.750 -0.0997 0.11721 0.11414 -0.0563 0.4600 0.0692
-3.500 -0.1083 0.11591 0.11283 -0.0551 0.4589 0.0696
-3.250 -0.1109 0.11440 0.11128 -0.0547 0.4580 0.0700
-3.000 -0.1092 0.11274 0.10958 -0.0550 0.4572 0.0707
-2.750 -0.1033 0.11093 0.10770 -0.0559 0.4566 0.0715
-2.500 -0.0782 0.10698 0.10327 -0.0658 0.4560 0.0737
-2.250 -0.0681 0.10547 0.10180 -0.0647 0.4556 0.0739
-2.000 -0.0566 0.10427 0.10061 -0.0637 0.4552 0.0742
-1.750 -0.0422 0.10331 0.09964 -0.0633 0.4549 0.0747
-1.500 -0.0245 0.10252 0.09881 -0.0635 0.4546 0.0755
-1.250 -0.0024 0.10174 0.09794 -0.0646 0.4544 0.0769
-1.000 -0.0747 0.10218 0.09847 -0.0606 0.4497 0.0755
-0.750 -0.0654 0.10125 0.09747 -0.0609 0.4476 0.0764
-0.500 -0.0291 0.09977 0.09537 -0.0658 0.4457 0.0802
-0.250 -0.0161 0.09830 0.09394 -0.0656 0.4443 0.0805
0.000 -0.0013 0.09726 0.09293 -0.0654 0.4433 0.0809
0.250 0.0159 0.09655 0.09219 -0.0654 0.4424 0.0815
0.500 0.0364 0.09605 0.09162 -0.0656 0.4416 0.0826
0.750 0.0611 0.09566 0.09109 -0.0662 0.4410 0.0849
1.000 0.0929 0.09503 0.09011 -0.0674 0.4405 0.0880
1.250 0.1161 0.09493 0.09000 -0.0675 0.4401 0.0891
1.500 0.1421 0.09525 0.09024 -0.0678 0.4397 0.0913
1.750 0.1742 0.09565 0.09033 -0.0684 0.4394 0.0961
2.000 0.2004 0.09639 0.09107 -0.0686 0.4392 0.0985
2.250 0.1361 0.09526 0.08997 -0.0674 0.4318 0.0964
2.500 0.1527 0.09527 0.08996 -0.0673 0.4299 0.0984
2.750 0.1764 0.09556 0.08996 -0.0674 0.4285 0.1045
3.000 0.1969 0.09549 0.08991 -0.0673 0.4273 0.1064
3.250 0.2235 0.09618 0.09034 -0.0672 0.4263 0.1141
3.500 0.2468 0.09643 0.09063 -0.0672 0.4256 0.1167
3.750 0.2742 0.09740 0.09142 -0.0672 0.4251 0.1256
4.000 0.3039 0.09883 0.09269 -0.0672 0.4246 0.1364
4.250 0.3346 0.10005 0.09394 -0.0674 0.4242 0.1430
4.500 0.3517 0.10182 0.09566 -0.0675 0.4236 0.1531
4.750 0.3035 0.09980 0.09363 -0.0668 0.4131 0.1498
5.000 0.3265 0.10053 0.09428 -0.0666 0.4116 0.1635
5.250 0.3511 0.10104 0.09479 -0.0665 0.4105 0.1800
5.500 0.3782 0.10186 0.09566 -0.0665 0.4097 0.2010
6.750 0.4703 0.10729 0.10020 -0.0642 0.3923 0.1312
7.000 0.4660 0.10588 0.09859 -0.0634 0.3720 0.1231
7.250 0.4964 0.10476 0.09746 -0.0626 0.3669 0.1199
7.500 0.5293 0.10441 0.09703 -0.0617 0.3651 0.1194
7.750 0.5642 0.10427 0.09683 -0.0608 0.3641 0.1204
8.000 0.5991 0.10453 0.09706 -0.0601 0.3634 0.1203
8.250 0.5819 0.10482 0.09737 -0.0605 0.3424 0.1202
8.500 0.6049 0.10496 0.09749 -0.0600 0.3391 0.1217
8.750 0.6304 0.10505 0.09756 -0.0594 0.3376 0.1232
9.000 0.6575 0.10489 0.09743 -0.0587 0.3366 0.1239
9.250 0.6860 0.10460 0.09718 -0.0581 0.3359 0.1253
9.500 0.6869 0.10615 0.09878 -0.0586 0.3243 0.1265
9.750 0.7137 0.10579 0.09846 -0.0580 0.3233 0.1299
10.000 0.7170 0.10787 0.10057 -0.0586 0.3135 0.1309
10.250 0.7416 0.10771 0.10041 -0.0581 0.3117 0.1329
10.500 0.7671 0.10745 0.10014 -0.0577 0.3105 0.1350
10.750 0.7830 0.10843 0.10113 -0.0578 0.3069 0.1381
11.000 0.8162 0.10715 0.09984 -0.0569 0.3087 0.1450
11.250 0.8086 0.11135 0.10407 -0.0582 0.2980 0.1473
11.500 0.8304 0.11162 0.10437 -0.0579 0.2969 0.1582
11.750 0.8731 0.11122 0.10553 -0.0619 0.2960 1.0000
12.000 0.8618 0.11657 0.11091 -0.0634 0.2870 1.0000
12.250 0.8819 0.11702 0.11129 -0.0631 0.2853 1.0000
12.500 0.9031 0.11728 0.11150 -0.0628 0.2842 1.0000
12.750 0.9247 0.11747 0.11166 -0.0625 0.2834 1.0000
13.000 0.9473 0.11748 0.11163 -0.0622 0.2826 1.0000
13.250 0.9261 0.12488 0.11910 -0.0644 0.2742 1.0000
13.500 0.9437 0.12573 0.11993 -0.0643 0.2726 1.0000
13.750 0.9632 0.12619 0.12038 -0.0642 0.2714 1.0000
14.000 0.9858 0.12611 0.12029 -0.0639 0.2705 1.0000
14.250 1.0110 0.12551 0.11968 -0.0635 0.2697 1.0000
14.500 1.0356 0.12502 0.11917 -0.0631 0.2691 1.0000
14.750 0.9985 0.13555 0.12980 -0.0664 0.2602 1.0000
15.000 1.0170 0.13612 0.13038 -0.0664 0.2587 1.0000
15.250 1.0375 0.13628 0.13054 -0.0662 0.2576 1.0000
15.500 1.0612 0.13585 0.13012 -0.0659 0.2568 1.0000
15.750 1.0845 0.13547 0.12975 -0.0655 0.2561 1.0000
16.000 1.1104 0.13463 0.12892 -0.0651 0.2556 1.0000
16.250 1.1455 0.13210 0.12637 -0.0641 0.2551 1.0000
16.500 1.0975 0.14455 0.13895 -0.0684 0.2444 1.0000
16.750 1.1296 0.14238 0.13677 -0.0675 0.2436 1.0000
17.000 1.1654 0.13958 0.13397 -0.0664 0.2430 1.0000
17.250 1.2063 0.13609 0.13046 -0.0651 0.2424 1.0000
17.500 1.2441 0.13329 0.12764 -0.0641 0.2417 1.0000
17.750 1.2850 0.13011 0.12442 -0.0629 0.2407 1.0000
18.000 1.2334 0.14216 0.13665 -0.0671 0.2311 1.0000
18.250 1.2694 0.13961 0.13409 -0.0661 0.2299 1.0000
18.500 1.3049 0.13721 0.13166 -0.0651 0.2285 1.0000
18.750 1.3518 0.13297 0.12734 -0.0636 0.2267 1.0000
19.000 1.3203 0.14156 0.13612 -0.0666 0.2207 1.0000
19.250 1.3346 0.14261 0.13719 -0.0670 0.2165 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LIEBECK L1003 AIRFOIL (l1003-il)