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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1142 0.04852 0.03603 -0.0368 0.9999 0.4714 -2.750 -0.0849 0.04677 0.03412 -0.0377 0.9999 0.4974 -2.500 -0.0576 0.04518 0.03253 -0.0378 0.9999 0.5312 -2.250 -0.0317 0.04368 0.03120 -0.0372 0.9999 0.5762 -2.000 -0.0091 0.04214 0.03009 -0.0353 0.9999 0.6417 -1.750 0.0052 0.04018 0.02915 -0.0305 0.9999 0.7603 -1.500 0.0690 0.03915 0.02666 -0.0416 0.9999 1.0001 -1.250 0.0970 0.03991 0.02648 -0.0422 0.9999 1.0001 -1.000 0.1204 0.04069 0.02674 -0.0422 0.9999 1.0001 -0.750 0.1423 0.04156 0.02725 -0.0420 0.9999 1.0001 -0.500 0.1630 0.04255 0.02798 -0.0420 0.9999 1.0001 -0.250 0.1823 0.04371 0.02899 -0.0420 0.9999 1.0001 0.000 0.1993 0.04518 0.03041 -0.0421 0.9999 1.0001 0.250 0.2107 0.04737 0.03267 -0.0427 0.9999 1.0001 0.500 0.1997 0.05240 0.03803 -0.0448 0.9999 1.0001 0.750 0.3566 0.05633 0.04151 -0.0770 0.8869 1.0001 1.000 0.4378 0.05693 0.04177 -0.0872 0.8267 1.0001 1.250 0.4943 0.05814 0.04275 -0.0931 0.7924 1.0001 1.500 0.5334 0.05997 0.04437 -0.0964 0.7689 1.0001 1.750 0.5662 0.06201 0.04624 -0.0986 0.7502 1.0001 2.000 0.5658 0.06559 0.04974 -0.0975 0.7364 1.0001 2.250 0.5807 0.06847 0.05250 -0.0978 0.7232 1.0001 2.500 0.6148 0.07046 0.05434 -0.0998 0.7090 1.0001 2.750 0.6001 0.07486 0.05869 -0.0975 0.7032 1.0001 3.000 0.5992 0.07882 0.06258 -0.0970 0.6995 1.0001 3.250 0.5984 0.08290 0.06659 -0.0967 0.6987 1.0001 3.500 0.5960 0.08704 0.07068 -0.0965 0.7003 1.0001 3.750 0.5956 0.09105 0.07464 -0.0964 0.7024 1.0001 4.000 0.5978 0.09494 0.07847 -0.0967 0.7044 1.0001 4.250 0.6022 0.09874 0.08222 -0.0971 0.7064 1.0001 4.500 0.6101 0.10257 0.08600 -0.0979 0.7088 1.0001 4.750 0.5908 0.10666 0.09008 -0.0966 0.7237 1.0001 5.000 0.5813 0.11089 0.09430 -0.0967 0.7454 1.0001