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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3143 0.04975 0.04012 -0.0381 1.0000 0.3049 -2.750 -0.2855 0.04742 0.03728 -0.0412 1.0000 0.3162 -2.500 -0.2640 0.04575 0.03552 -0.0416 1.0000 0.3279 -2.250 -0.2390 0.04422 0.03370 -0.0430 1.0000 0.3441 -2.000 -0.2140 0.04295 0.03216 -0.0441 1.0000 0.3626 -1.750 -0.1909 0.04203 0.03108 -0.0445 1.0000 0.3858 -1.500 -0.1661 0.04129 0.03014 -0.0453 1.0000 0.4135 -1.250 -0.1426 0.04069 0.02947 -0.0455 1.0000 0.4468 -1.000 -0.1195 0.04022 0.02905 -0.0456 1.0000 0.4894 -0.750 -0.0966 0.03978 0.02878 -0.0454 1.0000 0.5457 -0.500 -0.0761 0.03919 0.02867 -0.0441 1.0000 0.6285 -0.250 -0.0686 0.03776 0.02844 -0.0383 1.0000 0.8087 0.000 -0.0389 0.03764 0.02732 -0.0439 1.0000 1.0000 0.250 -0.0171 0.03869 0.02778 -0.0451 1.0000 1.0000 0.500 0.0023 0.03977 0.02844 -0.0456 1.0000 1.0000 0.750 0.0208 0.04089 0.02923 -0.0461 1.0000 1.0000 1.000 0.0389 0.04205 0.03009 -0.0465 1.0000 1.0000 1.250 0.0566 0.04326 0.03105 -0.0468 1.0000 1.0000 1.500 0.0740 0.04450 0.03208 -0.0472 1.0000 1.0000 1.750 0.0912 0.04579 0.03317 -0.0475 1.0000 1.0000 2.000 0.1081 0.04713 0.03432 -0.0479 1.0000 1.0000 2.250 0.1248 0.04851 0.03555 -0.0482 1.0000 1.0000 2.500 0.1413 0.04993 0.03683 -0.0486 1.0000 1.0000 2.750 0.1575 0.05140 0.03818 -0.0489 1.0000 1.0000 3.000 0.1736 0.05292 0.03959 -0.0493 1.0000 1.0000 3.250 0.1894 0.05449 0.04106 -0.0497 1.0000 1.0000 3.500 0.2050 0.05611 0.04259 -0.0501 1.0000 1.0000 3.750 0.2203 0.05777 0.04419 -0.0505 1.0000 1.0000 4.000 0.2355 0.05949 0.04585 -0.0510 1.0000 1.0000 4.250 0.2503 0.06126 0.04756 -0.0514 1.0000 1.0000 4.500 0.2650 0.06308 0.04935 -0.0519 1.0000 1.0000 4.750 0.2794 0.06496 0.05119 -0.0523 1.0000 1.0000 5.000 0.2936 0.06689 0.05310 -0.0528 1.0000 1.0000