XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 4415 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4259 0.00938 0.00384 -0.0894 0.6813 0.7638 0.500 0.5296 0.00944 0.00409 -0.0985 0.6585 0.9246 1.000 0.6229 0.00979 0.00427 -0.1060 0.6361 0.9720 1.500 0.7209 0.01007 0.00440 -0.1149 0.6141 0.9980 2.000 0.7682 0.01034 0.00445 -0.1134 0.5934 1.0000 2.500 0.8077 0.01056 0.00461 -0.1101 0.5754 1.0000 3.000 0.8493 0.01089 0.00481 -0.1072 0.5584 1.0000 3.500 0.8899 0.01120 0.00501 -0.1039 0.5405 1.0000 4.000 0.9305 0.01152 0.00527 -0.1008 0.5233 1.0000 4.500 0.9703 0.01191 0.00553 -0.0974 0.5047 1.0000 5.000 1.0095 0.01222 0.00588 -0.0940 0.4880 1.0000 5.500 1.0489 0.01267 0.00621 -0.0907 0.4708 1.0000 6.000 1.0872 0.01301 0.00660 -0.0871 0.4548 1.0000 6.500 1.1236 0.01353 0.00698 -0.0833 0.4356 1.0000 7.000 1.1589 0.01388 0.00747 -0.0792 0.4194 1.0000 7.500 1.1904 0.01446 0.00796 -0.0745 0.4010 1.0000 8.000 1.2187 0.01493 0.00845 -0.0693 0.3805 1.0000 8.500 1.2491 0.01559 0.00911 -0.0648 0.3602 1.0000 9.000 1.2696 0.01648 0.00986 -0.0589 0.3269 1.0000 9.500 1.2958 0.01753 0.01088 -0.0543 0.3054 1.0000 10.000 1.3155 0.01889 0.01219 -0.0491 0.2773 1.0000 10.500 1.3332 0.02054 0.01374 -0.0443 0.2489 1.0000 11.000 1.3471 0.02257 0.01569 -0.0393 0.2206 1.0000 11.500 1.3663 0.02453 0.01765 -0.0355 0.2021 1.0000 12.000 1.3815 0.02689 0.02004 -0.0317 0.1834 1.0000 12.500 1.3921 0.02972 0.02290 -0.0280 0.1681 1.0000 13.000 1.4041 0.03265 0.02589 -0.0250 0.1550 1.0000 13.500 1.4136 0.03602 0.02933 -0.0222 0.1440 1.0000 14.000 1.4237 0.03958 0.03300 -0.0200 0.1332 1.0000 14.500 1.4270 0.04400 0.03747 -0.0182 0.1192 1.0000 15.000 1.4258 0.04903 0.04257 -0.0168 0.1072 1.0000 15.500 1.4246 0.05437 0.04802 -0.0158 0.0951 1.0000 16.000 1.4129 0.06125 0.05495 -0.0154 0.0849 1.0000 16.500 1.4026 0.06834 0.06208 -0.0157 0.0719 1.0000 17.000 1.3853 0.07638 0.07029 -0.0162 0.0647 1.0000 17.500 1.3768 0.08355 0.07762 -0.0172 0.0597 1.0000 18.000 1.3537 0.09245 0.08655 -0.0188 0.0531 1.0000 18.500 1.3424 0.10030 0.09461 -0.0204 0.0484 1.0000 19.000 1.3543 0.10440 0.09884 -0.0208 0.0508 1.0000 19.500 1.3447 0.11248 0.10715 -0.0236 0.0473 1.0000 20.000 1.3430 0.11900 0.11387 -0.0256 0.0460 1.0000 20.500 1.3400 0.12582 0.12089 -0.0283 0.0450 1.0000 21.000 1.3329 0.13348 0.12870 -0.0319 0.0430 1.0000 21.500 1.3266 0.14082 0.13627 -0.0352 0.0429 1.0000 22.000 1.3152 0.14872 0.14434 -0.0394 0.0411 1.0000 22.500 1.2913 0.15910 0.15507 -0.0456 0.0409 1.0000 23.000 1.2655 0.17108 0.16732 -0.0531 0.0399 1.0000