LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 83.51 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-la5055-il-1000000-n5.txt Download as CSV file: xf-la5055-il-1000000-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 = 1.000 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2204 0.09922 0.09545 -0.0332 0.5136 0.0222
-10.000 -0.2137 0.09635 0.09259 -0.0347 0.5131 0.0223
-9.500 -0.5978 0.02377 0.01859 -0.0717 0.5162 0.0284
-9.250 -0.5771 0.02236 0.01698 -0.0713 0.5155 0.0286
-9.000 -0.5559 0.02097 0.01541 -0.0710 0.5147 0.0288
-8.750 -0.5313 0.02023 0.01458 -0.0707 0.5139 0.0290
-8.500 -0.5054 0.01973 0.01402 -0.0704 0.5130 0.0291
-8.250 -0.4793 0.01925 0.01348 -0.0702 0.5122 0.0293
-8.000 -0.4526 0.01883 0.01301 -0.0700 0.5115 0.0294
-7.750 -0.4259 0.01842 0.01254 -0.0698 0.5107 0.0295
-7.500 -0.3990 0.01802 0.01208 -0.0696 0.5101 0.0297
-7.250 -0.3720 0.01760 0.01160 -0.0695 0.5094 0.0298
-7.000 -0.3450 0.01717 0.01110 -0.0693 0.5089 0.0300
-6.750 -0.3177 0.01675 0.01062 -0.0691 0.5083 0.0302
-6.500 -0.2905 0.01631 0.01011 -0.0690 0.5077 0.0304
-6.250 -0.2632 0.01587 0.00959 -0.0688 0.5070 0.0307
-6.000 -0.2357 0.01547 0.00912 -0.0687 0.5062 0.0309
-5.750 -0.2079 0.01510 0.00868 -0.0686 0.5053 0.0313
-5.500 -0.1802 0.01474 0.00824 -0.0685 0.5044 0.0316
-5.250 -0.1523 0.01434 0.00778 -0.0683 0.5041 0.0319
-5.000 -0.1242 0.01396 0.00734 -0.0682 0.5038 0.0321
-4.750 -0.0959 0.01362 0.00695 -0.0682 0.5034 0.0323
-4.500 -0.0675 0.01332 0.00660 -0.0681 0.5028 0.0325
-4.250 -0.0389 0.01304 0.00629 -0.0680 0.5019 0.0326
-4.000 -0.0110 0.01258 0.00579 -0.0680 0.5009 0.0329
-3.750 0.0174 0.01225 0.00545 -0.0679 0.5000 0.0332
-3.500 0.0460 0.01202 0.00521 -0.0679 0.4993 0.0334
-3.250 0.0748 0.01182 0.00501 -0.0679 0.4986 0.0337
-3.000 0.1036 0.01163 0.00482 -0.0679 0.4978 0.0339
-2.750 0.1325 0.01144 0.00462 -0.0679 0.4965 0.0342
-2.500 0.1615 0.01125 0.00442 -0.0679 0.4948 0.0345
-2.250 0.1905 0.01109 0.00424 -0.0679 0.4927 0.0349
-2.000 0.2194 0.01092 0.00404 -0.0679 0.4909 0.0353
-1.750 0.2483 0.01074 0.00384 -0.0679 0.4891 0.0356
-1.500 0.2771 0.01059 0.00366 -0.0679 0.4874 0.0359
-1.250 0.3061 0.01043 0.00351 -0.0680 0.4864 0.0362
-1.000 0.3352 0.01028 0.00336 -0.0680 0.4852 0.0365
-0.750 0.3643 0.01015 0.00324 -0.0681 0.4836 0.0367
-0.500 0.3934 0.01003 0.00312 -0.0681 0.4819 0.0369
-0.250 0.4224 0.00989 0.00298 -0.0682 0.4801 0.0372
0.000 0.4513 0.00972 0.00282 -0.0682 0.4781 0.0377
0.250 0.4804 0.00960 0.00271 -0.0683 0.4758 0.0381
0.500 0.5095 0.00951 0.00262 -0.0684 0.4733 0.0386
0.750 0.5386 0.00944 0.00256 -0.0685 0.4712 0.0393
1.000 0.5678 0.00938 0.00252 -0.0686 0.4684 0.0399
1.250 0.5970 0.00931 0.00245 -0.0687 0.4613 0.0404
1.500 0.6256 0.00931 0.00237 -0.0688 0.4440 0.0409
1.750 0.6536 0.00944 0.00241 -0.0688 0.4280 0.0414
2.000 0.6818 0.00954 0.00247 -0.0689 0.4192 0.0418
2.250 0.7097 0.00967 0.00257 -0.0689 0.4103 0.0425
2.500 0.7383 0.00970 0.00261 -0.0690 0.4058 0.0435
2.750 0.7667 0.00977 0.00268 -0.0691 0.4005 0.0446
3.000 0.7946 0.00991 0.00281 -0.0692 0.3937 0.0458
3.250 0.8229 0.00999 0.00289 -0.0692 0.3849 0.0471
3.500 0.8445 0.01095 0.00358 -0.0688 0.3187 0.0499
3.750 0.8701 0.01133 0.00393 -0.0687 0.3064 0.0549
4.000 0.8969 0.01153 0.00416 -0.0687 0.2990 0.0687
4.250 0.9228 0.01174 0.00446 -0.0686 0.2916 0.1187
4.500 0.9491 0.01165 0.00466 -0.0686 0.2868 0.2628
4.750 0.9737 0.01166 0.00500 -0.0684 0.2769 0.4290
5.000 0.9936 0.01251 0.00569 -0.0679 0.2319 0.4514
5.250 1.0148 0.01303 0.00623 -0.0674 0.2155 0.4830
5.500 1.0288 0.01262 0.00673 -0.0653 0.2097 0.8462
6.000 1.0989 0.01330 0.00763 -0.0694 0.1991 1.0000
6.250 1.1220 0.01373 0.00805 -0.0691 0.1952 1.0000
6.500 1.1428 0.01435 0.00864 -0.0686 0.1896 1.0000
6.750 1.1627 0.01501 0.00930 -0.0682 0.1854 1.0000
7.000 1.1834 0.01562 0.00992 -0.0678 0.1828 1.0000
7.250 1.2000 0.01671 0.01103 -0.0676 0.1766 1.0000
7.500 1.2021 0.01997 0.01434 -0.0686 0.1710 1.0000
7.750 1.1756 0.02339 0.01784 -0.0652 0.1690 1.0000
8.000 1.1479 0.02735 0.02172 -0.0626 0.1462 1.0000
8.250 1.1371 0.03020 0.02451 -0.0611 0.1317 1.0000
8.500 1.1324 0.03269 0.02696 -0.0599 0.1225 1.0000
8.750 1.1399 0.03421 0.02848 -0.0591 0.1198 1.0000
9.000 1.1478 0.03573 0.03000 -0.0584 0.1171 1.0000
9.250 1.1554 0.03739 0.03167 -0.0578 0.1153 1.0000
9.500 1.1652 0.03888 0.03316 -0.0573 0.1134 1.0000
9.750 1.1744 0.04040 0.03466 -0.0567 0.1101 1.0000
10.000 1.1868 0.04167 0.03594 -0.0562 0.1085 1.0000
10.250 1.1995 0.04292 0.03720 -0.0558 0.1073 1.0000
10.500 1.2108 0.04430 0.03859 -0.0553 0.1060 1.0000
10.750 1.2206 0.04586 0.04016 -0.0548 0.1043 1.0000
11.000 1.2316 0.04729 0.04159 -0.0544 0.1027 1.0000
11.250 1.2422 0.04873 0.04303 -0.0539 0.1004 1.0000
11.500 1.2535 0.05011 0.04440 -0.0534 0.0986 1.0000
11.750 1.2660 0.05138 0.04568 -0.0530 0.0973 1.0000
12.000 1.2791 0.05261 0.04693 -0.0526 0.0960 1.0000
12.250 1.2907 0.05400 0.04834 -0.0522 0.0934 1.0000
12.500 1.2977 0.05583 0.05014 -0.0518 0.0872 1.0000
12.750 1.2998 0.05804 0.05222 -0.0511 0.0666 1.0000
13.000 1.3042 0.06008 0.05419 -0.0505 0.0584 1.0000
13.250 1.3138 0.06166 0.05576 -0.0501 0.0561 1.0000
13.500 1.3226 0.06330 0.05741 -0.0497 0.0539 1.0000
13.750 1.3299 0.06512 0.05923 -0.0492 0.0519 1.0000
14.000 1.3396 0.06673 0.06088 -0.0489 0.0509 1.0000
14.250 1.3489 0.06837 0.06253 -0.0485 0.0488 1.0000
14.500 1.3581 0.07002 0.06419 -0.0482 0.0471 1.0000
14.750 1.3675 0.07163 0.06581 -0.0478 0.0454 1.0000
15.000 1.3773 0.07321 0.06740 -0.0475 0.0423 1.0000
15.250 1.3833 0.07522 0.06941 -0.0472 0.0379 1.0000
15.500 1.3889 0.07729 0.07145 -0.0469 0.0345 1.0000
15.750 1.3959 0.07921 0.07336 -0.0467 0.0324 1.0000
16.000 1.4033 0.08109 0.07525 -0.0465 0.0309 1.0000
16.250 1.4114 0.08288 0.07706 -0.0462 0.0303 1.0000
16.500 1.4171 0.08503 0.07925 -0.0461 0.0296 1.0000
16.750 1.4233 0.08711 0.08135 -0.0460 0.0289 1.0000
17.000 1.4298 0.08917 0.08343 -0.0459 0.0283 1.0000
17.250 1.4361 0.09127 0.08556 -0.0459 0.0277 1.0000
17.500 1.4400 0.09372 0.08804 -0.0460 0.0272 1.0000
17.750 1.4462 0.09589 0.09026 -0.0461 0.0269 1.0000
18.000 1.4529 0.09799 0.09240 -0.0462 0.0267 1.0000
18.250 1.4592 0.10018 0.09463 -0.0464 0.0265 1.0000
18.500 1.4631 0.10274 0.09724 -0.0467 0.0262 1.0000
18.750 1.4684 0.10511 0.09966 -0.0470 0.0260 1.0000
19.000 1.4739 0.10747 0.10206 -0.0474 0.0257 1.0000
19.250 1.4788 0.10989 0.10452 -0.0478 0.0254 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LIEBECK LA5055 AIRFOIL (la5055-il)