XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 4412 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3757 0.06685 0.05430 0.0165 1.0000 0.6281 -2.750 -0.3709 0.06400 0.05138 0.0150 1.0000 0.6359 -2.500 -0.3575 0.06112 0.04844 0.0144 1.0000 0.6510 -2.250 -0.3420 0.05831 0.04550 0.0131 1.0000 0.6697 -2.000 -0.3251 0.05565 0.04276 0.0123 1.0000 0.6970 -1.750 -0.3058 0.05309 0.04012 0.0120 1.0000 0.7318 -1.500 -0.2837 0.05060 0.03766 0.0127 1.0000 0.7835 -1.250 -0.1147 0.04493 0.03135 -0.0219 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1236 0.04302 0.02925 -0.0248 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0687 0.04261 0.02677 -0.0398 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0412 0.04323 0.02627 -0.0423 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0192 0.04392 0.02616 -0.0432 1.0000 1.0000 0.000 0.0010 0.04467 0.02629 -0.0437 1.0000 1.0000 0.250 0.0201 0.04548 0.02657 -0.0440 1.0000 1.0000 0.500 0.0386 0.04634 0.02697 -0.0442 1.0000 1.0000 0.750 0.0567 0.04726 0.02748 -0.0444 1.0000 1.0000 1.000 0.0744 0.04823 0.02807 -0.0445 1.0000 1.0000 1.250 0.0918 0.04925 0.02876 -0.0447 1.0000 1.0000 1.500 0.1090 0.05032 0.02954 -0.0448 1.0000 1.0000 1.750 0.1258 0.05144 0.03040 -0.0450 1.0000 1.0000 2.000 0.1425 0.05262 0.03132 -0.0452 1.0000 1.0000 2.250 0.1589 0.05384 0.03234 -0.0454 1.0000 1.0000 2.500 0.1752 0.05512 0.03342 -0.0456 1.0000 1.0000 2.750 0.1912 0.05645 0.03458 -0.0458 1.0000 1.0000 3.000 0.2070 0.05782 0.03580 -0.0460 1.0000 1.0000 3.250 0.2226 0.05925 0.03709 -0.0463 1.0000 1.0000 3.500 0.2380 0.06072 0.03846 -0.0466 1.0000 1.0000 3.750 0.2532 0.06225 0.03989 -0.0469 1.0000 1.0000 4.000 0.2683 0.06384 0.04140 -0.0472 1.0000 1.0000 4.250 0.2831 0.06547 0.04297 -0.0476 1.0000 1.0000 4.500 0.2976 0.06716 0.04461 -0.0479 1.0000 1.0000 4.750 0.3120 0.06891 0.04633 -0.0483 1.0000 1.0000 5.000 0.3261 0.07071 0.04811 -0.0488 1.0000 1.0000