XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 4413 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3467 0.05627 0.04609 -0.0239 1.0000 0.3915 -2.750 -0.3185 0.05323 0.04267 -0.0282 1.0000 0.4007 -2.500 -0.2935 0.05101 0.04017 -0.0302 1.0000 0.4156 -2.250 -0.2684 0.04906 0.03797 -0.0317 1.0000 0.4331 -2.000 -0.2412 0.04735 0.03596 -0.0336 1.0000 0.4561 -1.750 -0.2163 0.04595 0.03439 -0.0344 1.0000 0.4833 -1.500 -0.1922 0.04477 0.03310 -0.0348 1.0000 0.5166 -1.250 -0.1694 0.04375 0.03203 -0.0347 1.0000 0.5586 -1.000 -0.1496 0.04278 0.03120 -0.0334 1.0000 0.6095 -0.750 -0.1324 0.04175 0.03045 -0.0312 1.0000 0.6796 -0.500 -0.1238 0.04038 0.02974 -0.0262 1.0000 0.7867 -0.250 -0.0633 0.03911 0.02744 -0.0402 1.0000 1.0000 0.000 -0.0380 0.04006 0.02754 -0.0423 1.0000 1.0000 0.250 -0.0176 0.04105 0.02798 -0.0431 1.0000 1.0000 0.500 0.0015 0.04207 0.02858 -0.0436 1.0000 1.0000 0.750 0.0198 0.04314 0.02929 -0.0440 1.0000 1.0000 1.000 0.0377 0.04425 0.03007 -0.0443 1.0000 1.0000 1.250 0.0553 0.04541 0.03096 -0.0446 1.0000 1.0000 1.500 0.0726 0.04662 0.03192 -0.0450 1.0000 1.0000 1.750 0.0896 0.04787 0.03295 -0.0453 1.0000 1.0000 2.000 0.1065 0.04916 0.03403 -0.0456 1.0000 1.0000 2.250 0.1231 0.05050 0.03520 -0.0459 1.0000 1.0000 2.500 0.1394 0.05189 0.03642 -0.0462 1.0000 1.0000 2.750 0.1556 0.05332 0.03772 -0.0466 1.0000 1.0000 3.000 0.1716 0.05480 0.03907 -0.0469 1.0000 1.0000 3.250 0.1873 0.05633 0.04049 -0.0473 1.0000 1.0000 3.500 0.2029 0.05791 0.04197 -0.0476 1.0000 1.0000 3.750 0.2182 0.05954 0.04351 -0.0480 1.0000 1.0000 4.000 0.2333 0.06122 0.04512 -0.0484 1.0000 1.0000 4.250 0.2481 0.06295 0.04679 -0.0489 1.0000 1.0000 4.500 0.2627 0.06473 0.04852 -0.0493 1.0000 1.0000 4.750 0.2771 0.06656 0.05032 -0.0497 1.0000 1.0000 5.000 0.2913 0.06845 0.05218 -0.0502 1.0000 1.0000