NACA 4412 (naca4412-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 4412 (naca4412-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 33.45 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca4412-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca4412-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 4412
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3484 0.11519 0.10799 -0.0307 1.0000 0.2459
-9.000 -0.3263 0.10991 0.10270 -0.0293 1.0000 0.2536
-8.750 -0.3430 0.10940 0.10231 -0.0284 1.0000 0.2620
-8.500 -0.3340 0.10549 0.09844 -0.0271 1.0000 0.2680
-8.250 -0.3380 0.10368 0.09671 -0.0255 1.0000 0.2771
-8.000 -0.3862 0.10566 0.09896 -0.0226 1.0000 0.2805
-7.750 -0.3424 0.09889 0.09208 -0.0219 1.0000 0.2911
-7.500 -0.3860 0.10017 0.09361 -0.0180 1.0000 0.2969
-7.250 -0.3576 0.09514 0.08853 -0.0169 1.0000 0.3077
-7.000 -0.3988 0.09590 0.08951 -0.0124 1.0000 0.3135
-6.750 -0.3812 0.09202 0.08562 -0.0104 1.0000 0.3258
-6.500 -0.4296 0.09289 0.08673 -0.0077 1.0000 0.3315
-6.250 -0.4111 0.08914 0.08297 -0.0042 1.0000 0.3457
-6.000 -0.4133 0.08662 0.08052 -0.0015 1.0000 0.3557
-5.750 -0.4339 0.08523 0.07926 0.0005 1.0000 0.3681
-5.500 -0.4490 0.08389 0.07801 0.0021 1.0000 0.3833
-5.250 -0.4372 0.08080 0.07495 0.0060 1.0000 0.3957
-5.000 -0.4394 0.07850 0.07271 0.0087 1.0000 0.4103
-4.750 -0.4076 0.05599 0.04887 -0.0396 1.0000 0.1988
-4.500 -0.3867 0.05206 0.04465 -0.0418 1.0000 0.1939
-4.250 -0.3630 0.04815 0.04039 -0.0444 1.0000 0.1911
-4.000 -0.3354 0.04419 0.03592 -0.0475 1.0000 0.1881
-3.750 -0.3092 0.04146 0.03274 -0.0493 1.0000 0.1908
-3.500 -0.2800 0.03898 0.02952 -0.0515 1.0000 0.1969
-3.250 -0.2589 0.03764 0.02820 -0.0515 1.0000 0.2030
-3.000 -0.2321 0.03627 0.02629 -0.0526 1.0000 0.2137
-2.750 -0.2112 0.03545 0.02553 -0.0525 1.0000 0.2250
-2.500 -0.1884 0.03470 0.02464 -0.0528 1.0000 0.2394
-2.250 -0.1656 0.03410 0.02391 -0.0531 1.0000 0.2564
-2.000 -0.1432 0.03369 0.02338 -0.0533 1.0000 0.2769
-1.750 -0.1176 0.03335 0.02302 -0.0542 0.9988 0.3012
-1.500 -0.0654 0.03317 0.02283 -0.0594 0.9883 0.3463
-1.250 -0.0158 0.03295 0.02274 -0.0639 0.9776 0.4048
-1.000 0.0297 0.03258 0.02279 -0.0676 0.9671 0.4910
-0.750 0.0671 0.03154 0.02306 -0.0683 0.9582 0.6968
-0.500 0.1031 0.03143 0.02286 -0.0702 0.9435 1.0000
-0.250 0.1469 0.03237 0.02333 -0.0742 0.9312 1.0000
0.000 0.1804 0.03318 0.02384 -0.0763 0.9178 1.0000
0.250 0.2127 0.03403 0.02444 -0.0782 0.9051 1.0000
0.500 0.2476 0.03490 0.02509 -0.0804 0.8929 1.0000
0.750 0.2900 0.03575 0.02574 -0.0836 0.8821 1.0000
1.000 0.3166 0.03657 0.02643 -0.0844 0.8694 1.0000
1.250 0.3420 0.03746 0.02721 -0.0850 0.8570 1.0000
1.500 0.3718 0.03836 0.02800 -0.0862 0.8458 1.0000
1.750 0.4130 0.03909 0.02862 -0.0888 0.8357 1.0000
2.000 0.4299 0.04014 0.02962 -0.0881 0.8232 1.0000
2.250 0.4529 0.04117 0.03059 -0.0883 0.8118 1.0000
2.500 0.4924 0.04188 0.03125 -0.0905 0.8022 1.0000
2.750 0.5095 0.04305 0.03239 -0.0899 0.7903 1.0000
3.000 0.5279 0.04426 0.03358 -0.0894 0.7788 1.0000
3.250 0.5662 0.04496 0.03427 -0.0912 0.7696 1.0000
3.500 0.5815 0.04627 0.03560 -0.0904 0.7577 1.0000
3.750 0.5962 0.04773 0.03705 -0.0896 0.7465 1.0000
4.000 0.6350 0.04832 0.03768 -0.0911 0.7370 1.0000
4.250 0.6464 0.04992 0.03930 -0.0901 0.7251 1.0000
4.500 0.6592 0.05153 0.04095 -0.0891 0.7135 1.0000
4.750 0.6949 0.05221 0.04167 -0.0901 0.7038 1.0000
5.000 0.7094 0.05375 0.04328 -0.0893 0.6918 1.0000
5.250 0.7169 0.05575 0.04532 -0.0880 0.6799 1.0000
5.500 0.7421 0.05688 0.04651 -0.0879 0.6689 1.0000
5.750 0.7723 0.05768 0.04742 -0.0881 0.6579 1.0000
6.000 0.7737 0.06012 0.04991 -0.0865 0.6450 1.0000
6.250 0.7860 0.06203 0.05189 -0.0857 0.6330 1.0000
6.500 0.8168 0.06274 0.05272 -0.0856 0.6214 1.0000
6.750 0.8415 0.06375 0.05385 -0.0851 0.6091 1.0000
7.000 0.8430 0.06634 0.05651 -0.0836 0.5952 1.0000
7.250 0.8513 0.06850 0.05876 -0.0825 0.5813 1.0000
7.500 0.8671 0.07004 0.06040 -0.0814 0.5669 1.0000
7.750 0.8865 0.07116 0.06166 -0.0802 0.5517 1.0000
8.000 0.9081 0.07193 0.06256 -0.0789 0.5355 1.0000
8.250 0.9309 0.07238 0.06316 -0.0773 0.5186 1.0000
8.500 0.9547 0.07259 0.06354 -0.0755 0.5015 1.0000
8.750 0.9857 0.07176 0.06289 -0.0734 0.4840 1.0000
9.000 1.2725 0.04155 0.03319 -0.0743 0.4435 1.0000
9.250 1.2985 0.04001 0.03163 -0.0714 0.4108 1.0000
9.500 1.3102 0.03953 0.03112 -0.0674 0.3762 1.0000
9.750 1.3184 0.03942 0.03081 -0.0631 0.3384 1.0000
10.000 1.3248 0.03991 0.03091 -0.0590 0.3012 1.0000
10.250 1.3265 0.04130 0.03202 -0.0549 0.2702 1.0000
10.500 1.3283 0.04312 0.03369 -0.0514 0.2452 1.0000
10.750 1.3401 0.04512 0.03548 -0.0492 0.2231 1.0000
11.000 1.3527 0.04742 0.03778 -0.0474 0.2062 1.0000
11.250 1.3686 0.04976 0.04008 -0.0460 0.1920 1.0000
11.500 1.3924 0.05231 0.04258 -0.0457 0.1796 1.0000
11.750 1.3929 0.05510 0.04569 -0.0429 0.1727 1.0000
12.000 1.4092 0.05796 0.04860 -0.0420 0.1644 1.0000
12.250 1.3997 0.06112 0.05211 -0.0387 0.1604 1.0000
12.500 1.4298 0.06425 0.05517 -0.0393 0.1521 1.0000
12.750 1.4065 0.06782 0.05914 -0.0353 0.1508 1.0000
13.000 1.3810 0.07194 0.06362 -0.0321 0.1498 1.0000
13.250 1.3520 0.07677 0.06876 -0.0299 0.1493 1.0000
13.500 1.3181 0.08256 0.07484 -0.0288 0.1496 1.0000
13.750 1.2801 0.08958 0.08211 -0.0292 0.1505 1.0000
14.000 1.2403 0.09792 0.09061 -0.0311 0.1517 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 4412 (naca4412-il)