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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4319 0.00840 0.00278 -0.0903 0.6466 0.6219 0.500 0.4720 0.00815 0.00289 -0.0865 0.6249 0.7653 1.000 0.5714 0.00819 0.00322 -0.0952 0.6030 0.9333 2.000 0.7497 0.00893 0.00366 -0.1093 0.5607 0.9955 2.500 0.8108 0.00914 0.00379 -0.1106 0.5436 1.0000 3.000 0.8494 0.00938 0.00392 -0.1070 0.5242 1.0000 3.500 0.8904 0.00966 0.00411 -0.1039 0.5099 1.0000 4.000 0.9301 0.00994 0.00431 -0.1005 0.4927 1.0000 4.500 0.9684 0.01026 0.00454 -0.0968 0.4750 1.0000 5.000 1.0078 0.01055 0.00484 -0.0935 0.4583 1.0000 5.500 1.0467 0.01090 0.00513 -0.0900 0.4437 1.0000 6.000 1.0846 0.01127 0.00546 -0.0863 0.4273 1.0000 6.500 1.1176 0.01166 0.00579 -0.0817 0.4100 1.0000 7.000 1.1519 0.01204 0.00618 -0.0774 0.3931 1.0000 7.500 1.1823 0.01261 0.00669 -0.0725 0.3727 1.0000 8.000 1.2188 0.01309 0.00719 -0.0690 0.3537 1.0000 8.500 1.2488 0.01382 0.00784 -0.0645 0.3268 1.0000 9.000 1.2680 0.01502 0.00875 -0.0586 0.2826 1.0000 9.500 1.2975 0.01604 0.00973 -0.0546 0.2594 1.0000 10.000 1.3238 0.01725 0.01094 -0.0505 0.2369 1.0000 10.500 1.3475 0.01868 0.01230 -0.0463 0.2138 1.0000 11.000 1.3668 0.02048 0.01402 -0.0419 0.1897 1.0000 11.500 1.3851 0.02243 0.01592 -0.0378 0.1718 1.0000 12.000 1.4052 0.02446 0.01798 -0.0343 0.1573 1.0000 12.500 1.4212 0.02689 0.02046 -0.0309 0.1439 1.0000 13.000 1.4371 0.02946 0.02309 -0.0278 0.1335 1.0000 13.500 1.4496 0.03245 0.02612 -0.0250 0.1225 1.0000 14.000 1.4624 0.03568 0.02944 -0.0226 0.1132 1.0000 14.500 1.4680 0.03975 0.03352 -0.0205 0.0971 1.0000 15.000 1.4652 0.04486 0.03864 -0.0187 0.0839 1.0000 15.500 1.4626 0.05016 0.04399 -0.0174 0.0721 1.0000 16.000 1.4559 0.05626 0.05021 -0.0165 0.0652 1.0000 16.500 1.4297 0.06496 0.05890 -0.0165 0.0512 1.0000 17.000 1.4253 0.07143 0.06563 -0.0167 0.0492 1.0000 17.500 1.4154 0.07873 0.07309 -0.0174 0.0467 1.0000 18.000 1.3915 0.08792 0.08237 -0.0191 0.0417 1.0000 18.500 1.3642 0.09765 0.09228 -0.0210 0.0372 1.0000 19.000 1.3823 0.10143 0.09624 -0.0219 0.0418 1.0000 19.500 1.3599 0.11082 0.10579 -0.0244 0.0375 1.0000 20.000 1.3580 0.11737 0.11254 -0.0264 0.0371 1.0000 20.500 1.3560 0.12417 0.11952 -0.0290 0.0368 1.0000 21.000 1.3528 0.13124 0.12677 -0.0321 0.0357 1.0000 21.500 1.3495 0.13793 0.13365 -0.0349 0.0358 1.0000 22.000 1.3392 0.14592 0.14189 -0.0387 0.0346 1.0000 22.500 1.3259 0.15408 0.15030 -0.0432 0.0344 1.0000 23.000 1.3184 0.16185 0.15826 -0.0484 0.0337 1.0000 23.500 1.3019 0.17152 0.16816 -0.0544 0.0334 1.0000 24.000 1.2605 0.18763 0.18458 -0.0641 0.0326 1.0000 25.000 1.0309 0.28215 0.27956 -0.1045 0.0259 1.0000