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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0307 0.06225 0.04376 -0.0371 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0422 0.06098 0.04263 -0.0356 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0559 0.05968 0.04148 -0.0338 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0719 0.05831 0.04028 -0.0319 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0906 0.05684 0.03901 -0.0297 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1121 0.05524 0.03762 -0.0272 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1347 0.05350 0.03602 -0.0250 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1424 0.05184 0.03398 -0.0266 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1206 0.05129 0.03220 -0.0321 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0964 0.05154 0.03130 -0.0350 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0749 0.05202 0.03086 -0.0364 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0549 0.05261 0.03065 -0.0371 1.0000 1.0000 0.000 -0.0359 0.05327 0.03066 -0.0376 1.0000 1.0000 0.250 -0.0176 0.05401 0.03080 -0.0379 1.0000 1.0000 0.500 0.0003 0.05480 0.03107 -0.0381 1.0000 1.0000 0.750 0.0178 0.05565 0.03145 -0.0382 1.0000 1.0000 1.000 0.0351 0.05656 0.03191 -0.0384 1.0000 1.0000 1.250 0.0520 0.05752 0.03248 -0.0385 1.0000 1.0000 1.500 0.0688 0.05853 0.03314 -0.0386 1.0000 1.0000 1.750 0.0853 0.05960 0.03388 -0.0387 1.0000 1.0000 2.000 0.1017 0.06071 0.03469 -0.0388 1.0000 1.0000 2.250 0.1178 0.06189 0.03559 -0.0389 1.0000 1.0000 2.500 0.1338 0.06311 0.03657 -0.0391 1.0000 1.0000 2.750 0.1496 0.06438 0.03762 -0.0392 1.0000 1.0000 3.000 0.1651 0.06570 0.03874 -0.0394 1.0000 1.0000 3.250 0.1806 0.06707 0.03994 -0.0396 1.0000 1.0000 3.500 0.1958 0.06850 0.04120 -0.0399 1.0000 1.0000 3.750 0.2108 0.06997 0.04254 -0.0401 1.0000 1.0000 4.000 0.2257 0.07149 0.04395 -0.0404 1.0000 1.0000 4.250 0.2403 0.07307 0.04543 -0.0407 1.0000 1.0000 4.500 0.2548 0.07470 0.04697 -0.0410 1.0000 1.0000 4.750 0.2691 0.07637 0.04858 -0.0413 1.0000 1.0000 5.000 0.2831 0.07810 0.05026 -0.0417 1.0000 1.0000