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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0705 0.07025 0.04643 -0.0381 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0837 0.06879 0.04516 -0.0364 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0991 0.06727 0.04385 -0.0344 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1163 0.06568 0.04247 -0.0324 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1334 0.06409 0.04096 -0.0304 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1435 0.06267 0.03926 -0.0298 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1385 0.06177 0.03752 -0.0312 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1235 0.06145 0.03616 -0.0331 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1056 0.06149 0.03517 -0.0344 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0873 0.06173 0.03447 -0.0352 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0692 0.06210 0.03399 -0.0358 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0512 0.06256 0.03365 -0.0361 1.0000 1.0000 0.000 -0.0336 0.06311 0.03350 -0.0363 1.0000 1.0000 0.250 -0.0161 0.06372 0.03348 -0.0364 1.0000 1.0000 0.500 0.0011 0.06440 0.03357 -0.0364 1.0000 1.0000 0.750 0.0181 0.06514 0.03375 -0.0364 1.0000 1.0000 1.000 0.0349 0.06594 0.03406 -0.0364 1.0000 1.0000 1.250 0.0515 0.06679 0.03446 -0.0364 1.0000 1.0000 1.500 0.0679 0.06770 0.03495 -0.0364 1.0000 1.0000 1.750 0.0842 0.06866 0.03554 -0.0364 1.0000 1.0000 2.000 0.1003 0.06968 0.03619 -0.0364 1.0000 1.0000 2.250 0.1161 0.07075 0.03694 -0.0364 1.0000 1.0000 2.500 0.1318 0.07187 0.03777 -0.0365 1.0000 1.0000 2.750 0.1474 0.07304 0.03868 -0.0365 1.0000 1.0000 3.000 0.1627 0.07427 0.03965 -0.0366 1.0000 1.0000 3.250 0.1779 0.07555 0.04072 -0.0367 1.0000 1.0000 3.500 0.1929 0.07688 0.04186 -0.0368 1.0000 1.0000 3.750 0.2078 0.07826 0.04307 -0.0369 1.0000 1.0000 4.000 0.2225 0.07969 0.04436 -0.0371 1.0000 1.0000 4.250 0.2370 0.08118 0.04572 -0.0373 1.0000 1.0000 4.500 0.2514 0.08271 0.04715 -0.0375 1.0000 1.0000 4.750 0.2655 0.08430 0.04866 -0.0378 1.0000 1.0000 5.000 0.2795 0.08594 0.05023 -0.0381 1.0000 1.0000