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 = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3861 0.06959 0.05695 0.0224 1.0000 0.6567 -2.750 -0.3878 0.06686 0.05420 0.0219 1.0000 0.6630 -2.500 -0.3774 0.06407 0.05138 0.0219 1.0000 0.6787 -2.250 -0.3659 0.06134 0.04857 0.0213 1.0000 0.6971 -2.000 -0.3530 0.05873 0.04588 0.0208 1.0000 0.7226 -1.750 -0.3338 0.05620 0.04332 0.0208 1.0000 0.7580 -1.500 -0.2300 0.05278 0.03957 0.0090 1.0000 0.8956 -1.250 -0.1192 0.04813 0.03432 -0.0216 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1417 0.04620 0.03245 -0.0205 1.0000 1.0000 -0.750 -0.1118 0.04485 0.02975 -0.0323 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0802 0.04536 0.02899 -0.0369 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0574 0.04607 0.02885 -0.0384 1.0000 1.0000 0.000 -0.0372 0.04684 0.02894 -0.0392 1.0000 1.0000 0.250 -0.0181 0.04767 0.02922 -0.0397 1.0000 1.0000 0.500 0.0003 0.04856 0.02963 -0.0400 1.0000 1.0000 0.750 0.0182 0.04951 0.03016 -0.0402 1.0000 1.0000 1.000 0.0357 0.05050 0.03076 -0.0405 1.0000 1.0000 1.250 0.0529 0.05155 0.03146 -0.0407 1.0000 1.0000 1.500 0.0699 0.05265 0.03225 -0.0409 1.0000 1.0000 1.750 0.0867 0.05380 0.03312 -0.0411 1.0000 1.0000 2.000 0.1032 0.05499 0.03405 -0.0413 1.0000 1.0000 2.250 0.1195 0.05624 0.03507 -0.0415 1.0000 1.0000 2.500 0.1357 0.05753 0.03616 -0.0417 1.0000 1.0000 2.750 0.1516 0.05887 0.03732 -0.0420 1.0000 1.0000 3.000 0.1673 0.06026 0.03853 -0.0422 1.0000 1.0000 3.250 0.1829 0.06171 0.03983 -0.0425 1.0000 1.0000 3.500 0.1983 0.06320 0.04119 -0.0428 1.0000 1.0000 3.750 0.2135 0.06474 0.04262 -0.0431 1.0000 1.0000 4.000 0.2285 0.06634 0.04412 -0.0435 1.0000 1.0000 4.250 0.2433 0.06798 0.04569 -0.0438 1.0000 1.0000 4.500 0.2579 0.06968 0.04732 -0.0442 1.0000 1.0000 4.750 0.2723 0.07143 0.04901 -0.0446 1.0000 1.0000 5.000 0.2864 0.07323 0.05078 -0.0450 1.0000 1.0000