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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0299 0.05902 0.04071 -0.0378 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0409 0.05774 0.03959 -0.0362 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0543 0.05644 0.03847 -0.0344 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0701 0.05510 0.03732 -0.0324 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0887 0.05366 0.03611 -0.0301 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1098 0.05211 0.03479 -0.0276 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1289 0.05045 0.03319 -0.0263 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1193 0.04902 0.03093 -0.0319 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0879 0.04892 0.02931 -0.0378 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0627 0.04930 0.02854 -0.0400 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0407 0.04981 0.02814 -0.0411 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0203 0.05040 0.02794 -0.0416 1.0000 1.0000 0.000 -0.0008 0.05105 0.02794 -0.0419 1.0000 1.0000 0.250 0.0180 0.05177 0.02808 -0.0421 1.0000 1.0000 0.500 0.0363 0.05254 0.02834 -0.0422 1.0000 1.0000 0.750 0.0542 0.05337 0.02868 -0.0423 1.0000 1.0000 1.000 0.0718 0.05425 0.02914 -0.0424 1.0000 1.0000 1.250 0.0891 0.05519 0.02970 -0.0424 1.0000 1.0000 1.500 0.1061 0.05618 0.03035 -0.0425 1.0000 1.0000 1.750 0.1228 0.05722 0.03109 -0.0426 1.0000 1.0000 2.000 0.1394 0.05832 0.03188 -0.0426 1.0000 1.0000 2.250 0.1557 0.05947 0.03278 -0.0427 1.0000 1.0000 2.500 0.1719 0.06067 0.03376 -0.0428 1.0000 1.0000 2.750 0.1878 0.06192 0.03481 -0.0430 1.0000 1.0000 3.000 0.2035 0.06323 0.03593 -0.0431 1.0000 1.0000 3.250 0.2191 0.06459 0.03713 -0.0433 1.0000 1.0000 3.500 0.2344 0.06600 0.03840 -0.0435 1.0000 1.0000 3.750 0.2495 0.06746 0.03975 -0.0438 1.0000 1.0000 4.000 0.2644 0.06898 0.04117 -0.0440 1.0000 1.0000 4.250 0.2791 0.07054 0.04266 -0.0443 1.0000 1.0000 4.500 0.2936 0.07217 0.04422 -0.0446 1.0000 1.0000 4.750 0.3079 0.07384 0.04586 -0.0449 1.0000 1.0000 5.000 0.3220 0.07557 0.04756 -0.0453 1.0000 1.0000