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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3157 0.05436 0.04413 -0.0291 1.0000 0.3753 -2.750 -0.2870 0.05139 0.04080 -0.0330 1.0000 0.3857 -2.500 -0.2579 0.04889 0.03792 -0.0359 1.0000 0.3982 -2.250 -0.2299 0.04684 0.03555 -0.0380 1.0000 0.4180 -2.000 -0.1996 0.04498 0.03333 -0.0403 1.0000 0.4409 -1.750 -0.1764 0.04358 0.03185 -0.0402 1.0000 0.4698 -1.500 -0.1501 0.04227 0.03039 -0.0409 1.0000 0.5059 -1.250 -0.1262 0.04112 0.02922 -0.0407 1.0000 0.5521 -1.000 -0.1047 0.04001 0.02827 -0.0396 1.0000 0.6147 -0.750 -0.0896 0.03872 0.02747 -0.0364 1.0000 0.7004 -0.500 -0.0816 0.03656 0.02638 -0.0314 1.0000 0.9275 -0.250 -0.0182 0.03701 0.02467 -0.0461 1.0000 1.0000 0.000 0.0038 0.03792 0.02492 -0.0470 1.0000 1.0000 0.250 0.0235 0.03886 0.02538 -0.0475 1.0000 1.0000 0.500 0.0423 0.03986 0.02598 -0.0479 1.0000 1.0000 0.750 0.0606 0.04090 0.02669 -0.0482 1.0000 1.0000 1.000 0.0785 0.04199 0.02747 -0.0485 1.0000 1.0000 1.250 0.0961 0.04312 0.02834 -0.0487 1.0000 1.0000 1.500 0.1134 0.04431 0.02930 -0.0490 1.0000 1.0000 1.750 0.1304 0.04553 0.03032 -0.0493 1.0000 1.0000 2.000 0.1473 0.04681 0.03140 -0.0496 1.0000 1.0000 2.250 0.1639 0.04813 0.03256 -0.0499 1.0000 1.0000 2.500 0.1803 0.04950 0.03378 -0.0502 1.0000 1.0000 2.750 0.1965 0.05092 0.03507 -0.0505 1.0000 1.0000 3.000 0.2125 0.05238 0.03642 -0.0508 1.0000 1.0000 3.250 0.2282 0.05389 0.03783 -0.0512 1.0000 1.0000 3.500 0.2437 0.05546 0.03931 -0.0515 1.0000 1.0000 3.750 0.2590 0.05707 0.04085 -0.0519 1.0000 1.0000 4.000 0.2741 0.05874 0.04247 -0.0523 1.0000 1.0000 4.250 0.2889 0.06046 0.04414 -0.0527 1.0000 1.0000 4.500 0.3035 0.06223 0.04588 -0.0532 1.0000 1.0000 4.750 0.3179 0.06406 0.04769 -0.0536 1.0000 1.0000 5.000 0.3319 0.06595 0.04956 -0.0541 1.0000 1.0000