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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2716 0.04563 0.03624 -0.0461 1.0000 0.2569 -2.750 -0.2416 0.04331 0.03335 -0.0489 1.0000 0.2668 -2.500 -0.2189 0.04178 0.03169 -0.0493 1.0000 0.2777 -2.250 -0.1940 0.04039 0.03004 -0.0503 1.0000 0.2925 -2.000 -0.1683 0.03921 0.02857 -0.0513 1.0000 0.3096 -1.750 -0.1451 0.03837 0.02759 -0.0517 1.0000 0.3316 -1.500 -0.1207 0.03768 0.02670 -0.0522 1.0000 0.3573 -1.250 -0.0963 0.03713 0.02605 -0.0526 1.0000 0.3905 -1.000 -0.0718 0.03669 0.02563 -0.0529 1.0000 0.4327 -0.750 -0.0473 0.03628 0.02543 -0.0531 1.0000 0.4904 -0.500 -0.0233 0.03568 0.02540 -0.0527 1.0000 0.5856 0.000 0.0054 0.03452 0.02465 -0.0499 1.0000 1.0000 0.250 0.0259 0.03556 0.02520 -0.0506 1.0000 1.0000 0.500 0.0448 0.03664 0.02591 -0.0510 1.0000 1.0000 0.750 0.0632 0.03775 0.02674 -0.0514 1.0000 1.0000 1.000 0.1023 0.03953 0.02816 -0.0556 0.9908 1.0000 1.250 0.1449 0.04144 0.02977 -0.0604 0.9780 1.0000 1.500 0.1867 0.04336 0.03142 -0.0649 0.9652 1.0000 1.750 0.2110 0.04470 0.03261 -0.0664 0.9549 1.0000 2.000 0.2417 0.04635 0.03410 -0.0689 0.9439 1.0000 2.250 0.2827 0.04836 0.03594 -0.0730 0.9320 1.0000 2.500 0.2947 0.04953 0.03704 -0.0724 0.9238 1.0000 2.750 0.3303 0.05145 0.03885 -0.0756 0.9124 1.0000 3.000 0.3437 0.05282 0.04017 -0.0753 0.9049 1.0000 3.250 0.3772 0.05481 0.04207 -0.0781 0.8942 1.0000 3.500 0.3883 0.05626 0.04350 -0.0775 0.8870 1.0000 3.750 0.4222 0.05837 0.04557 -0.0803 0.8765 1.0000 4.000 0.4289 0.05991 0.04710 -0.0793 0.8709 1.0000 4.250 0.4501 0.06184 0.04904 -0.0804 0.8634 1.0000 4.500 0.4692 0.06387 0.05106 -0.0811 0.8558 1.0000 4.750 0.4779 0.06577 0.05297 -0.0807 0.8521 1.0000 5.000 0.4879 0.06790 0.05513 -0.0807 0.8513 1.0000