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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2833 0.04841 0.03880 -0.0421 1.0000 0.2919 -2.750 -0.2543 0.04597 0.03592 -0.0448 1.0000 0.3011 -2.500 -0.2289 0.04401 0.03369 -0.0462 1.0000 0.3128 -2.250 -0.2017 0.04232 0.03167 -0.0478 1.0000 0.3287 -2.000 -0.1761 0.04099 0.03007 -0.0488 1.0000 0.3479 -1.750 -0.1512 0.03993 0.02880 -0.0494 1.0000 0.3712 -1.500 -0.1245 0.03908 0.02768 -0.0504 1.0000 0.4027 -1.250 -0.0996 0.03837 0.02688 -0.0507 1.0000 0.4396 -1.000 -0.0763 0.03772 0.02639 -0.0505 1.0000 0.4869 -0.750 -0.0526 0.03710 0.02602 -0.0502 1.0000 0.5569 -0.500 -0.0337 0.03602 0.02579 -0.0479 1.0000 0.6766 -0.250 -0.0210 0.03450 0.02455 -0.0470 1.0000 1.0000 0.000 0.0051 0.03551 0.02467 -0.0490 1.0000 1.0000 0.250 0.0252 0.03652 0.02520 -0.0496 1.0000 1.0000 0.500 0.0441 0.03757 0.02588 -0.0500 1.0000 1.0000 0.750 0.0624 0.03866 0.02667 -0.0503 1.0000 1.0000 1.000 0.0803 0.03980 0.02753 -0.0506 1.0000 1.0000 1.250 0.0980 0.04098 0.02848 -0.0510 1.0000 1.0000 1.500 0.1153 0.04221 0.02951 -0.0513 1.0000 1.0000 1.750 0.1325 0.04348 0.03060 -0.0516 1.0000 1.0000 2.000 0.1494 0.04479 0.03174 -0.0519 1.0000 1.0000 2.250 0.1661 0.04615 0.03296 -0.0523 1.0000 1.0000 2.500 0.1826 0.04756 0.03424 -0.0526 1.0000 1.0000 2.750 0.1988 0.04901 0.03558 -0.0530 1.0000 1.0000 3.000 0.2148 0.05051 0.03698 -0.0533 1.0000 1.0000 3.250 0.2306 0.05206 0.03844 -0.0537 1.0000 1.0000 3.500 0.2462 0.05366 0.03997 -0.0541 1.0000 1.0000 3.750 0.2615 0.05531 0.04156 -0.0545 1.0000 1.0000 4.000 0.2766 0.05702 0.04322 -0.0549 1.0000 1.0000 4.250 0.2915 0.05878 0.04494 -0.0554 1.0000 1.0000 4.500 0.3060 0.06059 0.04673 -0.0558 1.0000 1.0000 4.750 0.3204 0.06246 0.04858 -0.0563 1.0000 1.0000 5.000 0.3344 0.06438 0.05050 -0.0568 1.0000 1.0000