NACA 4412 (naca4412-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 4412 (naca4412-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.13 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca4412-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca4412-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3702 0.10257 0.09512 -0.0434 1.0000 0.0814
-9.250 -0.3756 0.09949 0.09212 -0.0434 1.0000 0.0818
-9.000 -0.3833 0.09645 0.08917 -0.0431 1.0000 0.0820
-8.750 -0.3944 0.09343 0.08625 -0.0427 1.0000 0.0820
-8.500 -0.4100 0.09047 0.08341 -0.0417 1.0000 0.0816
-8.250 -0.4299 0.08732 0.08039 -0.0409 1.0000 0.0810
-8.000 -0.4479 0.08303 0.07621 -0.0420 1.0000 0.0803
-7.750 -0.4686 0.07711 0.07032 -0.0448 1.0000 0.0792
-7.500 -0.4911 0.06887 0.06196 -0.0492 1.0000 0.0780
-7.250 -0.4987 0.06336 0.05627 -0.0508 1.0000 0.0779
-7.000 -0.4940 0.06087 0.05373 -0.0500 1.0000 0.0789
-6.750 -0.4877 0.05850 0.05127 -0.0495 1.0000 0.0805
-6.500 -0.4810 0.05518 0.04776 -0.0500 1.0000 0.0823
-6.250 -0.4717 0.05110 0.04334 -0.0512 1.0000 0.0841
-6.000 -0.4427 0.04575 0.03734 -0.0562 0.9950 0.0860
-5.750 -0.4092 0.04098 0.03168 -0.0608 0.9891 0.0892
-5.500 -0.3741 0.03906 0.02956 -0.0638 0.9834 0.0930
-5.250 -0.3400 0.03717 0.02734 -0.0662 0.9766 0.0971
-5.000 -0.3028 0.03484 0.02442 -0.0691 0.9709 0.1017
-4.750 -0.2684 0.03351 0.02292 -0.0712 0.9637 0.1074
-4.500 -0.2321 0.03231 0.02141 -0.0734 0.9571 0.1148
-4.250 -0.1973 0.03121 0.02015 -0.0752 0.9496 0.1223
-4.000 -0.1609 0.03030 0.01893 -0.0771 0.9427 0.1335
-3.750 -0.1273 0.02962 0.01828 -0.0786 0.9345 0.1451
-3.500 -0.0919 0.02897 0.01757 -0.0803 0.9272 0.1596
-3.250 -0.0582 0.02841 0.01695 -0.0816 0.9187 0.1764
-3.000 -0.0233 0.02793 0.01637 -0.0831 0.9109 0.1972
-2.750 0.0107 0.02748 0.01598 -0.0844 0.9023 0.2192
-2.500 0.0446 0.02706 0.01551 -0.0856 0.8938 0.2468
-2.250 0.0801 0.02658 0.01509 -0.0872 0.8857 0.2797
-2.000 0.1114 0.02617 0.01480 -0.0880 0.8763 0.3161
-1.750 0.1483 0.02563 0.01444 -0.0897 0.8691 0.3663
-1.500 0.1764 0.02515 0.01427 -0.0898 0.8589 0.4272
-1.250 0.2096 0.02431 0.01404 -0.0903 0.8522 0.5434
-1.000 0.2272 0.02363 0.01410 -0.0870 0.8414 0.7358
-0.750 0.2803 0.02308 0.01357 -0.0906 0.8353 1.0000
-0.500 0.3061 0.02323 0.01348 -0.0904 0.8230 1.0000
-0.250 0.3355 0.02334 0.01335 -0.0906 0.8126 1.0000
0.000 0.3708 0.02329 0.01309 -0.0917 0.8045 1.0000
0.250 0.3965 0.02348 0.01312 -0.0913 0.7926 1.0000
0.500 0.4283 0.02352 0.01300 -0.0918 0.7836 1.0000
0.750 0.4582 0.02360 0.01294 -0.0920 0.7736 1.0000
1.000 0.4847 0.02380 0.01304 -0.0917 0.7624 1.0000
1.250 0.5198 0.02372 0.01284 -0.0925 0.7549 1.0000
1.500 0.5435 0.02403 0.01307 -0.0918 0.7427 1.0000
1.750 0.5716 0.02420 0.01317 -0.0917 0.7328 1.0000
2.000 0.6027 0.02426 0.01315 -0.0919 0.7237 1.0000
2.250 0.6269 0.02460 0.01344 -0.0913 0.7123 1.0000
2.500 0.6593 0.02462 0.01341 -0.0917 0.7042 1.0000
2.750 0.6835 0.02497 0.01374 -0.0910 0.6928 1.0000
3.000 0.7090 0.02530 0.01406 -0.0905 0.6824 1.0000
3.250 0.7403 0.02537 0.01410 -0.0907 0.6739 1.0000
3.500 0.7624 0.02586 0.01461 -0.0898 0.6624 1.0000
3.750 0.7907 0.02608 0.01484 -0.0897 0.6532 1.0000
4.000 0.8168 0.02639 0.01517 -0.0892 0.6430 1.0000
4.250 0.8399 0.02687 0.01568 -0.0885 0.6322 1.0000
4.500 0.8722 0.02691 0.01573 -0.0887 0.6241 1.0000
4.750 0.8917 0.02754 0.01645 -0.0875 0.6123 1.0000
5.000 0.9163 0.02795 0.01691 -0.0868 0.6020 1.0000
5.250 0.9455 0.02813 0.01714 -0.0867 0.5927 1.0000
5.500 0.9652 0.02877 0.01788 -0.0855 0.5810 1.0000
5.750 0.9905 0.02913 0.01831 -0.0848 0.5707 1.0000
6.000 1.0175 0.02941 0.01867 -0.0844 0.5605 1.0000
6.250 1.0364 0.03007 0.01946 -0.0830 0.5485 1.0000
6.500 1.0604 0.03049 0.01997 -0.0822 0.5375 1.0000
6.750 1.0886 0.03065 0.02021 -0.0818 0.5267 1.0000
7.000 1.1063 0.03126 0.02095 -0.0801 0.5130 1.0000
7.250 1.1256 0.03166 0.02145 -0.0785 0.4982 1.0000
7.500 1.1446 0.03199 0.02187 -0.0767 0.4824 1.0000
7.750 1.1625 0.03233 0.02232 -0.0748 0.4661 1.0000
8.000 1.1790 0.03272 0.02281 -0.0728 0.4495 1.0000
8.250 1.1940 0.03312 0.02328 -0.0706 0.4319 1.0000
8.500 1.2081 0.03344 0.02364 -0.0681 0.4129 1.0000
8.750 1.2133 0.03423 0.02456 -0.0648 0.3924 1.0000
9.000 1.2172 0.03500 0.02539 -0.0614 0.3714 1.0000
9.250 1.2229 0.03574 0.02611 -0.0582 0.3496 1.0000
9.500 1.2242 0.03697 0.02742 -0.0551 0.3266 1.0000
9.750 1.2270 0.03817 0.02858 -0.0522 0.3030 1.0000
10.000 1.2268 0.03981 0.03022 -0.0495 0.2781 1.0000
10.250 1.2259 0.04163 0.03197 -0.0470 0.2536 1.0000
10.500 1.2235 0.04380 0.03406 -0.0448 0.2301 1.0000
10.750 1.2203 0.04622 0.03636 -0.0428 0.2093 1.0000
11.000 1.2168 0.04888 0.03897 -0.0412 0.1904 1.0000
11.250 1.2134 0.05168 0.04171 -0.0398 0.1746 1.0000
11.500 1.2106 0.05454 0.04452 -0.0386 0.1616 1.0000
11.750 1.2084 0.05742 0.04733 -0.0375 0.1507 1.0000
12.000 1.2078 0.06025 0.05018 -0.0366 0.1408 1.0000
12.250 1.2092 0.06297 0.05295 -0.0357 0.1324 1.0000
12.500 1.2115 0.06552 0.05546 -0.0348 0.1256 1.0000
12.750 1.2154 0.06813 0.05820 -0.0340 0.1188 1.0000
13.000 1.2196 0.07058 0.06067 -0.0332 0.1129 1.0000
13.250 1.2253 0.07302 0.06320 -0.0324 0.1078 1.0000
13.500 1.2306 0.07564 0.06601 -0.0318 0.1031 1.0000
13.750 1.2392 0.07769 0.06807 -0.0309 0.0988 1.0000
14.000 1.2432 0.08059 0.07115 -0.0305 0.0950 1.0000
14.250 1.2420 0.08420 0.07504 -0.0306 0.0916 1.0000
14.500 1.2438 0.08737 0.07836 -0.0305 0.0885 1.0000
14.750 1.2590 0.08867 0.07955 -0.0294 0.0849 1.0000
15.000 1.2455 0.09415 0.08542 -0.0307 0.0832 1.0000
15.250 1.2309 0.10003 0.09162 -0.0325 0.0815 1.0000
15.500 1.2146 0.10644 0.09830 -0.0349 0.0800 1.0000
15.750 1.1958 0.11362 0.10573 -0.0381 0.0788 1.0000
16.000 1.1706 0.12256 0.11492 -0.0427 0.0781 1.0000
16.250 1.1230 0.13766 0.13029 -0.0518 0.0786 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 4412 (naca4412-il)