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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3692 0.06058 0.04973 -0.0124 1.0000 0.4592 -2.750 -0.3504 0.05796 0.04699 -0.0130 1.0000 0.4700 -2.500 -0.3245 0.05514 0.04389 -0.0167 1.0000 0.4838 -2.250 -0.2989 0.05279 0.04127 -0.0191 1.0000 0.5032 -2.000 -0.2750 0.05081 0.03911 -0.0202 1.0000 0.5267 -1.750 -0.2503 0.04903 0.03716 -0.0213 1.0000 0.5565 -1.500 -0.2286 0.04748 0.03555 -0.0211 1.0000 0.5925 -1.250 -0.2077 0.04605 0.03410 -0.0206 1.0000 0.6371 -1.000 -0.1912 0.04468 0.03286 -0.0184 1.0000 0.6934 -0.750 -0.1788 0.04320 0.03171 -0.0147 1.0000 0.7704 -0.500 -0.1062 0.04028 0.02855 -0.0312 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0605 0.04108 0.02770 -0.0398 1.0000 1.0000 0.000 -0.0379 0.04197 0.02785 -0.0412 1.0000 1.0000 0.250 -0.0180 0.04291 0.02825 -0.0418 1.0000 1.0000 0.500 0.0008 0.04389 0.02879 -0.0423 1.0000 1.0000 0.750 0.0191 0.04492 0.02945 -0.0426 1.0000 1.0000 1.000 0.0369 0.04600 0.03018 -0.0430 1.0000 1.0000 1.250 0.0544 0.04713 0.03101 -0.0433 1.0000 1.0000 1.500 0.0716 0.04830 0.03192 -0.0435 1.0000 1.0000 1.750 0.0886 0.04952 0.03290 -0.0438 1.0000 1.0000 2.000 0.1053 0.05079 0.03394 -0.0441 1.0000 1.0000 2.250 0.1219 0.05210 0.03506 -0.0444 1.0000 1.0000 2.500 0.1382 0.05346 0.03625 -0.0447 1.0000 1.0000 2.750 0.1543 0.05487 0.03750 -0.0450 1.0000 1.0000 3.000 0.1702 0.05632 0.03882 -0.0453 1.0000 1.0000 3.250 0.1859 0.05782 0.04019 -0.0457 1.0000 1.0000 3.500 0.2014 0.05938 0.04164 -0.0460 1.0000 1.0000 3.750 0.2167 0.06098 0.04315 -0.0464 1.0000 1.0000 4.000 0.2318 0.06263 0.04472 -0.0468 1.0000 1.0000 4.250 0.2466 0.06434 0.04636 -0.0472 1.0000 1.0000 4.500 0.2612 0.06609 0.04806 -0.0476 1.0000 1.0000 4.750 0.2756 0.06790 0.04982 -0.0481 1.0000 1.0000 5.000 0.2898 0.06976 0.05166 -0.0485 1.0000 1.0000