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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3263 0.05249 0.04259 -0.0332 1.0000 0.3420 -2.750 -0.3012 0.05015 0.03997 -0.0353 1.0000 0.3526 -2.500 -0.2759 0.04805 0.03758 -0.0372 1.0000 0.3655 -2.250 -0.2494 0.04624 0.03544 -0.0391 1.0000 0.3823 -2.000 -0.2246 0.04486 0.03382 -0.0401 1.0000 0.4030 -1.750 -0.1999 0.04373 0.03250 -0.0409 1.0000 0.4274 -1.500 -0.1737 0.04280 0.03134 -0.0419 1.0000 0.4598 -1.250 -0.1511 0.04204 0.03056 -0.0418 1.0000 0.4963 -1.000 -0.1283 0.04136 0.02994 -0.0416 1.0000 0.5434 -0.750 -0.1082 0.04067 0.02953 -0.0404 1.0000 0.6063 -0.500 -0.0926 0.03973 0.02916 -0.0375 1.0000 0.7013 0.000 -0.0383 0.03868 0.02738 -0.0432 1.0000 1.0000 0.250 -0.0173 0.03970 0.02784 -0.0441 1.0000 1.0000 0.500 0.0019 0.04076 0.02848 -0.0447 1.0000 1.0000 0.750 0.0204 0.04186 0.02923 -0.0451 1.0000 1.0000 1.000 0.0383 0.04300 0.03006 -0.0455 1.0000 1.0000 1.250 0.0560 0.04418 0.03098 -0.0458 1.0000 1.0000 1.500 0.0734 0.04541 0.03198 -0.0462 1.0000 1.0000 1.750 0.0905 0.04668 0.03305 -0.0465 1.0000 1.0000 2.000 0.1073 0.04800 0.03417 -0.0468 1.0000 1.0000 2.250 0.1240 0.04936 0.03537 -0.0471 1.0000 1.0000 2.500 0.1404 0.05077 0.03663 -0.0475 1.0000 1.0000 2.750 0.1566 0.05222 0.03795 -0.0478 1.0000 1.0000 3.000 0.1726 0.05372 0.03934 -0.0482 1.0000 1.0000 3.250 0.1884 0.05527 0.04078 -0.0486 1.0000 1.0000 3.500 0.2040 0.05687 0.04229 -0.0490 1.0000 1.0000 3.750 0.2193 0.05852 0.04386 -0.0494 1.0000 1.0000 4.000 0.2344 0.06022 0.04550 -0.0498 1.0000 1.0000 4.250 0.2493 0.06197 0.04719 -0.0502 1.0000 1.0000 4.500 0.2639 0.06378 0.04895 -0.0507 1.0000 1.0000 4.750 0.2783 0.06563 0.05077 -0.0511 1.0000 1.0000 5.000 0.2925 0.06755 0.05266 -0.0516 1.0000 1.0000