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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3413 0.05852 0.04771 -0.0170 1.0000 0.4437 -2.750 -0.3169 0.05553 0.04446 -0.0200 1.0000 0.4518 -2.500 -0.2905 0.05280 0.04144 -0.0229 1.0000 0.4672 -2.250 -0.2611 0.05029 0.03861 -0.0261 1.0000 0.4855 -2.000 -0.2347 0.04825 0.03635 -0.0275 1.0000 0.5121 -1.750 -0.2072 0.04635 0.03425 -0.0291 1.0000 0.5431 -1.500 -0.1841 0.04474 0.03258 -0.0289 1.0000 0.5834 -1.250 -0.1616 0.04322 0.03104 -0.0283 1.0000 0.6348 -1.000 -0.1455 0.04171 0.02978 -0.0256 1.0000 0.6993 -0.750 -0.1355 0.03998 0.02856 -0.0208 1.0000 0.7964 -0.500 -0.0450 0.03815 0.02518 -0.0430 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0184 0.03897 0.02501 -0.0451 1.0000 1.0000 0.000 0.0027 0.03982 0.02523 -0.0458 1.0000 1.0000 0.250 0.0222 0.04072 0.02564 -0.0462 1.0000 1.0000 0.500 0.0409 0.04167 0.02618 -0.0466 1.0000 1.0000 0.750 0.0592 0.04268 0.02682 -0.0468 1.0000 1.0000 1.000 0.0770 0.04373 0.02754 -0.0471 1.0000 1.0000 1.250 0.0946 0.04483 0.02836 -0.0473 1.0000 1.0000 1.500 0.1118 0.04598 0.02926 -0.0476 1.0000 1.0000 1.750 0.1289 0.04718 0.03024 -0.0478 1.0000 1.0000 2.000 0.1457 0.04843 0.03127 -0.0481 1.0000 1.0000 2.250 0.1623 0.04972 0.03239 -0.0483 1.0000 1.0000 2.500 0.1787 0.05106 0.03357 -0.0486 1.0000 1.0000 2.750 0.1948 0.05245 0.03482 -0.0489 1.0000 1.0000 3.000 0.2108 0.05389 0.03613 -0.0492 1.0000 1.0000 3.250 0.2265 0.05538 0.03751 -0.0496 1.0000 1.0000 3.500 0.2420 0.05692 0.03895 -0.0499 1.0000 1.0000 3.750 0.2573 0.05851 0.04047 -0.0503 1.0000 1.0000 4.000 0.2723 0.06015 0.04204 -0.0506 1.0000 1.0000 4.250 0.2872 0.06184 0.04369 -0.0510 1.0000 1.0000 4.500 0.3018 0.06359 0.04540 -0.0515 1.0000 1.0000 4.750 0.3161 0.06539 0.04718 -0.0519 1.0000 1.0000 5.000 0.3302 0.06725 0.04902 -0.0524 1.0000 1.0000