XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 0012 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.010 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.0000 0.03947 0.01623 0.0000 1.0000 1.0000 0.200 0.0057 0.03949 0.01625 0.0018 1.0000 1.0000 0.400 0.0114 0.03956 0.01631 0.0036 1.0000 1.0000 0.600 0.0171 0.03966 0.01642 0.0053 1.0000 1.0000 0.800 0.0227 0.03981 0.01657 0.0071 1.0000 1.0000 1.000 0.0285 0.04000 0.01676 0.0087 1.0000 1.0000 1.200 0.0343 0.04024 0.01699 0.0104 1.0000 1.0000 1.400 0.0404 0.04052 0.01728 0.0119 1.0000 1.0000 1.600 0.0467 0.04085 0.01761 0.0133 1.0000 1.0000 1.800 0.0532 0.04122 0.01800 0.0146 1.0000 1.0000 2.000 0.0599 0.04165 0.01844 0.0158 1.0000 1.0000 2.200 0.0668 0.04213 0.01895 0.0169 1.0000 1.0000 2.400 0.0738 0.04266 0.01951 0.0178 1.0000 1.0000 2.600 0.0809 0.04325 0.02014 0.0187 1.0000 1.0000 2.800 0.0882 0.04390 0.02082 0.0194 1.0000 1.0000 3.000 0.0954 0.04461 0.02158 0.0199 1.0000 1.0000 3.200 0.1027 0.04538 0.02240 0.0204 1.0000 1.0000 3.400 0.1099 0.04622 0.02329 0.0207 1.0000 1.0000 3.600 0.1171 0.04712 0.02428 0.0209 1.0000 1.0000 3.800 0.1243 0.04808 0.02531 0.0210 1.0000 1.0000 4.000 0.1314 0.04912 0.02642 0.0210 1.0000 1.0000 4.200 0.1384 0.05023 0.02761 0.0208 1.0000 1.0000 4.400 0.1453 0.05141 0.02887 0.0206 1.0000 1.0000 4.600 0.1521 0.05266 0.03021 0.0203 1.0000 1.0000 4.800 0.1588 0.05398 0.03162 0.0198 1.0000 1.0000 5.000 0.1655 0.05538 0.03311 0.0193 1.0000 1.0000 5.200 0.1720 0.05686 0.03471 0.0187 1.0000 1.0000 5.400 0.1784 0.05840 0.03635 0.0180 1.0000 1.0000 5.600 0.1847 0.06002 0.03807 0.0172 1.0000 1.0000 5.800 0.1908 0.06171 0.03985 0.0163 1.0000 1.0000 6.000 0.1969 0.06346 0.04171 0.0154 1.0000 1.0000 6.200 0.2030 0.06529 0.04364 0.0145 1.0000 1.0000 6.400 0.2089 0.06718 0.04563 0.0135 1.0000 1.0000 6.600 0.2148 0.06914 0.04769 0.0124 1.0000 1.0000 6.800 0.2206 0.07115 0.04980 0.0113 1.0000 1.0000 7.000 0.2265 0.07323 0.05197 0.0102 1.0000 1.0000 7.200 0.2323 0.07537 0.05424 0.0091 1.0000 1.0000 7.400 0.2381 0.07755 0.05652 0.0079 1.0000 1.0000 7.600 0.2439 0.07979 0.05886 0.0068 1.0000 1.0000 7.800 0.2497 0.08208 0.06124 0.0056 1.0000 1.0000 8.000 0.2556 0.08441 0.06366 0.0044 1.0000 1.0000 8.200 0.2615 0.08678 0.06611 0.0032 1.0000 1.0000 8.400 0.2674 0.08919 0.06860 0.0020 1.0000 1.0000 8.600 0.2734 0.09162 0.07112 0.0008 1.0000 1.0000 8.800 0.2794 0.09410 0.07367 -0.0004 1.0000 1.0000 9.000 0.2855 0.09659 0.07625 -0.0016 1.0000 1.0000 9.200 0.2917 0.09911 0.07885 -0.0028 1.0000 1.0000 9.400 0.2979 0.10166 0.08150 -0.0040 1.0000 1.0000 9.600 0.3042 0.10422 0.08413 -0.0052 1.0000 1.0000 9.800 0.3106 0.10680 0.08678 -0.0064 1.0000 1.0000 10.000 0.3170 0.10940 0.08944 -0.0076 1.0000 1.0000