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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0717 0.06716 0.04365 -0.0384 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0846 0.06569 0.04240 -0.0367 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0998 0.06417 0.04113 -0.0348 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1166 0.06260 0.03977 -0.0328 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1317 0.06106 0.03826 -0.0313 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1344 0.05975 0.03644 -0.0323 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1202 0.05907 0.03463 -0.0351 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0999 0.05894 0.03328 -0.0374 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0793 0.05908 0.03232 -0.0387 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0592 0.05937 0.03164 -0.0395 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0398 0.05976 0.03116 -0.0400 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0208 0.06024 0.03082 -0.0402 1.0000 1.0000 0.000 -0.0023 0.06078 0.03066 -0.0404 1.0000 1.0000 0.250 0.0159 0.06139 0.03062 -0.0404 1.0000 1.0000 0.500 0.0337 0.06205 0.03071 -0.0404 1.0000 1.0000 0.750 0.0513 0.06278 0.03087 -0.0404 1.0000 1.0000 1.000 0.0687 0.06356 0.03117 -0.0403 1.0000 1.0000 1.250 0.0857 0.06440 0.03156 -0.0403 1.0000 1.0000 1.500 0.1026 0.06529 0.03205 -0.0402 1.0000 1.0000 1.750 0.1192 0.06624 0.03263 -0.0402 1.0000 1.0000 2.000 0.1357 0.06724 0.03327 -0.0401 1.0000 1.0000 2.250 0.1519 0.06829 0.03402 -0.0401 1.0000 1.0000 2.500 0.1679 0.06940 0.03485 -0.0401 1.0000 1.0000 2.750 0.1837 0.07056 0.03577 -0.0402 1.0000 1.0000 3.000 0.1992 0.07177 0.03675 -0.0402 1.0000 1.0000 3.250 0.2146 0.07303 0.03782 -0.0403 1.0000 1.0000 3.500 0.2298 0.07435 0.03897 -0.0404 1.0000 1.0000 3.750 0.2448 0.07572 0.04020 -0.0405 1.0000 1.0000 4.000 0.2596 0.07715 0.04151 -0.0406 1.0000 1.0000 4.250 0.2742 0.07863 0.04289 -0.0408 1.0000 1.0000 4.500 0.2887 0.08016 0.04435 -0.0410 1.0000 1.0000 4.750 0.3029 0.08175 0.04588 -0.0412 1.0000 1.0000 5.000 0.3169 0.08339 0.04748 -0.0415 1.0000 1.0000