XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA4412c 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2844 0.06216 0.04973 0.0091 1.0001 0.6154 -2.750 -0.2635 0.05918 0.04673 0.0079 1.0001 0.6332 -2.500 -0.2404 0.05633 0.04383 0.0062 1.0001 0.6554 -2.250 -0.2186 0.05371 0.04125 0.0062 1.0001 0.6856 -2.000 -0.1958 0.05120 0.03881 0.0062 1.0001 0.7247 -1.750 -0.1727 0.04879 0.03654 0.0072 1.0001 0.7810 -1.500 -0.0393 0.04402 0.03183 -0.0176 1.0001 0.9999 -1.250 -0.0013 0.04209 0.02847 -0.0332 1.0001 0.9999 -1.000 0.0387 0.04259 0.02740 -0.0382 1.0001 0.9999 -0.750 0.0644 0.04321 0.02723 -0.0391 1.0001 0.9999 -0.500 0.0872 0.04391 0.02736 -0.0394 1.0001 0.9999 -0.250 0.1085 0.04472 0.02775 -0.0395 1.0001 0.9999 0.000 0.1283 0.04565 0.02838 -0.0396 1.0001 0.9999 0.250 0.1466 0.04675 0.02927 -0.0398 1.0001 0.9999 0.500 0.1626 0.04813 0.03051 -0.0400 1.0001 0.9999 0.750 0.1747 0.04997 0.03231 -0.0406 1.0001 0.9999 1.000 0.1797 0.05265 0.03504 -0.0416 1.0001 0.9999 1.250 0.1762 0.05639 0.03886 -0.0435 1.0001 0.9999 1.500 0.1743 0.06022 0.04265 -0.0456 1.0001 0.9999 1.750 0.1774 0.06359 0.04591 -0.0475 1.0001 0.9999 2.000 0.1838 0.06665 0.04882 -0.0492 1.0001 0.9999 2.250 0.1922 0.06953 0.05153 -0.0507 1.0001 0.9999 2.500 0.2018 0.07230 0.05411 -0.0521 1.0001 0.9999 2.750 0.2122 0.07500 0.05663 -0.0534 1.0001 0.9999 3.000 0.2233 0.07767 0.05912 -0.0546 1.0001 0.9999 3.250 0.2348 0.08031 0.06159 -0.0558 1.0001 0.9999 3.500 0.2466 0.08295 0.06406 -0.0570 1.0001 0.9999 3.750 0.2585 0.08558 0.06652 -0.0581 1.0001 0.9999 4.000 0.2707 0.08822 0.06900 -0.0592 1.0001 0.9999 4.250 0.2830 0.09086 0.07150 -0.0602 1.0001 0.9999 4.500 0.2953 0.09352 0.07402 -0.0613 1.0001 0.9999 4.750 0.3077 0.09619 0.07657 -0.0623 1.0001 0.9999 5.000 0.3202 0.09888 0.07912 -0.0634 1.0001 0.9999