# # 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 = 0.020 e 6 Ncrit = 9.000 # # alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr # ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.0000 0.02934 0.01336 0.0000 1.0000 1.0000 0.200 0.0014 0.02937 0.01338 0.0024 1.0000 1.0000 0.400 0.0029 0.02945 0.01345 0.0048 1.0000 1.0000 0.600 0.0049 0.02957 0.01356 0.0071 1.0000 1.0000 1.000 0.0100 0.02999 0.01393 0.0113 1.0000 1.0000 1.200 0.0135 0.03027 0.01420 0.0131 1.0000 1.0000 1.400 0.0177 0.03061 0.01452 0.0148 1.0000 1.0000 1.600 0.0227 0.03101 0.01490 0.0162 1.0000 1.0000 1.800 0.0284 0.03147 0.01535 0.0174 1.0000 1.0000 2.000 0.0345 0.03198 0.01586 0.0184 1.0000 1.0000 2.200 0.0412 0.03256 0.01644 0.0193 1.0000 1.0000 2.400 0.0482 0.03320 0.01711 0.0199 1.0000 1.0000 2.600 0.0555 0.03390 0.01783 0.0203 1.0000 1.0000 2.800 0.0629 0.03467 0.01863 0.0206 1.0000 1.0000 3.000 0.0705 0.03551 0.01950 0.0208 1.0000 1.0000 3.200 0.0782 0.03642 0.02044 0.0208 1.0000 1.0000 3.400 0.0859 0.03741 0.02147 0.0207 1.0000 1.0000 3.600 0.0937 0.03846 0.02257 0.0204 1.0000 1.0000 3.800 0.1014 0.03959 0.02377 0.0200 1.0000 1.0000 4.000 0.1091 0.04079 0.02503 0.0195 1.0000 1.0000 4.200 0.1167 0.04207 0.02637 0.0189 1.0000 1.0000 4.400 0.1243 0.04342 0.02778 0.0182 1.0000 1.0000 4.600 0.1317 0.04485 0.02928 0.0175 1.0000 1.0000 4.800 0.1753 0.04811 0.03277 0.0091 0.9788 1.0000 5.000 0.2472 0.05239 0.03748 -0.0041 0.9228 1.0000 5.200 0.3083 0.05599 0.04144 -0.0134 0.8699 1.0000 5.400 0.3458 0.05863 0.04435 -0.0178 0.8274 1.0000 5.600 0.3986 0.06153 0.04763 -0.0232 0.7763 1.0000 6.000 0.4561 0.06608 0.05262 -0.0258 0.6985 1.0000 6.400 0.4899 0.07069 0.05753 -0.0254 0.6394 1.0000 6.600 0.5180 0.07301 0.06006 -0.0253 0.6055 1.0000 7.000 0.5137 0.07853 0.06555 -0.0239 0.5794 1.0000 7.200 0.5220 0.08128 0.06836 -0.0235 0.5614 1.0000 7.400 0.5332 0.08426 0.07141 -0.0234 0.5454 1.0000 7.600 0.5255 0.08742 0.07453 -0.0235 0.5428 1.0000 7.800 0.5212 0.09051 0.07760 -0.0237 0.5388 1.0000 8.000 0.5334 0.09382 0.08097 -0.0240 0.5263 1.0000 8.200 0.5311 0.09739 0.08454 -0.0250 0.5300 1.0000 8.600 0.4979 0.10432 0.09131 -0.0286 0.5804 1.0000 9.400 0.3844 0.11036 0.09692 -0.0301 0.8915 1.0000 9.600 0.3935 0.11303 0.09966 -0.0311 0.8691 1.0000 9.800 0.4064 0.11634 0.10305 -0.0327 0.8440 1.0000 10.000 0.4188 0.11992 0.10670 -0.0342 0.8261 1.0000