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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2959 0.05100 0.04111 -0.0374 1.0000 0.3284 -2.750 -0.2685 0.04843 0.03821 -0.0398 1.0000 0.3365 -2.500 -0.2411 0.04621 0.03565 -0.0421 1.0000 0.3504 -2.250 -0.2119 0.04423 0.03327 -0.0444 1.0000 0.3661 -2.000 -0.1864 0.04278 0.03159 -0.0453 1.0000 0.3881 -1.750 -0.1596 0.04152 0.03008 -0.0463 1.0000 0.4142 -1.500 -0.1335 0.04045 0.02885 -0.0470 1.0000 0.4468 -1.250 -0.1092 0.03957 0.02793 -0.0470 1.0000 0.4888 -1.000 -0.0853 0.03874 0.02720 -0.0468 1.0000 0.5434 -0.750 -0.0644 0.03782 0.02666 -0.0454 1.0000 0.6218 -0.500 -0.0541 0.03631 0.02613 -0.0405 1.0000 0.7606 -0.250 -0.0186 0.03559 0.02454 -0.0468 1.0000 1.0000 0.000 0.0046 0.03654 0.02475 -0.0481 1.0000 1.0000 0.250 0.0245 0.03753 0.02526 -0.0486 1.0000 1.0000 0.500 0.0433 0.03855 0.02590 -0.0490 1.0000 1.0000 0.750 0.0616 0.03962 0.02665 -0.0493 1.0000 1.0000 1.000 0.0795 0.04074 0.02748 -0.0496 1.0000 1.0000 1.250 0.0971 0.04190 0.02840 -0.0499 1.0000 1.0000 1.500 0.1145 0.04311 0.02939 -0.0502 1.0000 1.0000 1.750 0.1316 0.04436 0.03045 -0.0505 1.0000 1.0000 2.000 0.1485 0.04566 0.03156 -0.0508 1.0000 1.0000 2.250 0.1651 0.04700 0.03275 -0.0512 1.0000 1.0000 2.500 0.1816 0.04839 0.03401 -0.0515 1.0000 1.0000 2.750 0.1978 0.04982 0.03533 -0.0518 1.0000 1.0000 3.000 0.2138 0.05131 0.03670 -0.0522 1.0000 1.0000 3.250 0.2295 0.05284 0.03814 -0.0525 1.0000 1.0000 3.500 0.2451 0.05443 0.03965 -0.0529 1.0000 1.0000 3.750 0.2604 0.05606 0.04122 -0.0533 1.0000 1.0000 4.000 0.2755 0.05775 0.04286 -0.0537 1.0000 1.0000 4.250 0.2903 0.05949 0.04456 -0.0542 1.0000 1.0000 4.500 0.3049 0.06128 0.04632 -0.0546 1.0000 1.0000 4.750 0.3192 0.06313 0.04815 -0.0551 1.0000 1.0000 5.000 0.3333 0.06504 0.05005 -0.0556 1.0000 1.0000