XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NASA/LANGLEY RC12-64C AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.750 -0.4931 0.09309 0.08797 -0.0306 1.0000 0.1475 -8.500 -0.5440 0.08820 0.08320 -0.0368 1.0000 0.1528 -8.250 -0.6101 0.08697 0.08193 -0.0338 1.0000 0.1538 -8.000 -0.5423 0.08103 0.07615 -0.0337 1.0000 0.1595 -7.750 -0.5547 0.07856 0.07372 -0.0311 1.0000 0.1636 -7.500 -0.6070 0.07688 0.07197 -0.0278 1.0000 0.1694 -7.250 -0.6174 0.07295 0.06807 -0.0252 1.0000 0.1731 -7.000 -0.6021 0.07018 0.06540 -0.0229 1.0000 0.1780 -6.500 -0.6285 0.06505 0.06019 -0.0162 1.0000 0.1923 -6.250 -0.6299 0.06302 0.05814 -0.0131 1.0000 0.2007 -6.000 -0.6359 0.06018 0.05527 -0.0099 1.0000 0.2102 -4.750 -0.6068 0.03778 0.02939 0.0048 1.0000 0.0838 -4.500 -0.5873 0.03455 0.02620 0.0058 1.0000 0.0801 -4.250 -0.5670 0.03223 0.02319 0.0083 1.0000 0.0727 -4.000 -0.5448 0.03013 0.02091 0.0094 1.0000 0.0697 -3.750 -0.5211 0.02877 0.01894 0.0113 1.0000 0.0647 -3.500 -0.4966 0.02710 0.01724 0.0120 1.0000 0.0628 -3.250 -0.4726 0.02584 0.01586 0.0130 1.0000 0.0609 -3.000 -0.4491 0.02483 0.01471 0.0140 1.0000 0.0592 -2.750 -0.4267 0.02407 0.01386 0.0152 1.0000 0.0581 -2.500 -0.4053 0.02347 0.01323 0.0163 1.0000 0.0574 -2.250 -0.3850 0.02286 0.01264 0.0175 1.0000 0.0572 -2.000 -0.3655 0.02232 0.01214 0.0187 1.0000 0.0572 -1.750 -0.3462 0.02190 0.01172 0.0199 1.0000 0.0574 -1.500 -0.3226 0.02156 0.01137 0.0201 0.9989 0.0582 -1.250 -0.2810 0.02143 0.01119 0.0170 0.9931 0.0602 -1.000 -0.2396 0.02141 0.01111 0.0140 0.9866 0.0643 -0.750 -0.2017 0.02113 0.01108 0.0116 0.9795 0.0908 -0.500 -0.1711 0.01897 0.01249 0.0136 0.9788 0.9035 -0.250 -0.0608 0.02056 0.01386 -0.0008 0.9824 0.9805 0.000 0.0317 0.02119 0.01429 -0.0139 0.9825 1.0000 0.250 0.0781 0.02140 0.01439 -0.0185 0.9743 1.0000 0.500 0.1185 0.02154 0.01446 -0.0219 0.9640 1.0000 0.750 0.1589 0.02168 0.01454 -0.0251 0.9539 1.0000 1.000 0.2091 0.02179 0.01461 -0.0301 0.9462 1.0000 1.250 0.2444 0.02185 0.01465 -0.0322 0.9339 1.0000 1.500 0.2862 0.02187 0.01466 -0.0353 0.9231 1.0000 1.750 0.3437 0.02166 0.01448 -0.0411 0.9145 1.0000 2.000 0.3878 0.02143 0.01427 -0.0442 0.9011 1.0000 2.250 0.4462 0.02080 0.01370 -0.0494 0.8888 1.0000 2.500 0.5065 0.01979 0.01276 -0.0543 0.8768 1.0000 2.750 0.5474 0.01891 0.01196 -0.0553 0.8599 1.0000 3.000 0.5747 0.01818 0.01127 -0.0537 0.8372 1.0000 3.250 0.6034 0.01733 0.01043 -0.0520 0.8134 1.0000 3.500 0.6292 0.01668 0.00980 -0.0500 0.7893 1.0000 3.750 0.6497 0.01629 0.00942 -0.0474 0.7607 1.0000 4.000 0.6707 0.01599 0.00912 -0.0451 0.7305 1.0000 4.250 0.6913 0.01579 0.00888 -0.0427 0.6953 1.0000 4.500 0.7111 0.01567 0.00870 -0.0402 0.6528 1.0000 4.750 0.7279 0.01573 0.00859 -0.0372 0.5939 1.0000 5.000 0.7402 0.01612 0.00853 -0.0335 0.4965 1.0000 5.250 0.7415 0.01741 0.00884 -0.0283 0.3428 1.0000 5.500 0.7422 0.01912 0.00968 -0.0237 0.2409 1.0000 5.750 0.7507 0.02039 0.01055 -0.0203 0.1996 1.0000 6.000 0.7635 0.02140 0.01137 -0.0176 0.1773 1.0000 6.250 0.7788 0.02236 0.01219 -0.0154 0.1624 1.0000 6.500 0.7961 0.02333 0.01307 -0.0135 0.1508 1.0000 6.750 0.8158 0.02450 0.01400 -0.0122 0.1409 1.0000 7.000 0.8344 0.02527 0.01494 -0.0104 0.1324 1.0000 7.250 0.8565 0.02656 0.01609 -0.0096 0.1249 1.0000 7.500 0.8755 0.02750 0.01717 -0.0079 0.1178 1.0000 7.750 0.8992 0.02908 0.01863 -0.0074 0.1115 1.0000 8.000 0.9171 0.03016 0.01995 -0.0055 0.1058 1.0000 8.250 0.9381 0.03158 0.02132 -0.0046 0.1007 1.0000 8.500 0.9560 0.03337 0.02335 -0.0029 0.0964 1.0000 8.750 0.9722 0.03492 0.02514 -0.0009 0.0925 1.0000 9.000 0.9903 0.03660 0.02689 0.0005 0.0892 1.0000 9.250 1.0064 0.03923 0.02963 0.0019 0.0863 1.0000 9.500 1.0120 0.04104 0.03192 0.0055 0.0841 1.0000 9.750 1.0184 0.04341 0.03468 0.0087 0.0823 1.0000 10.000 1.0226 0.04613 0.03777 0.0119 0.0814 1.0000 10.250 1.0232 0.04911 0.04110 0.0153 0.0809 1.0000 10.500 1.0199 0.05223 0.04457 0.0188 0.0805 1.0000 10.750 1.0125 0.05550 0.04817 0.0225 0.0802 1.0000 11.000 0.9992 0.05900 0.05199 0.0264 0.0803 1.0000 11.250 0.9775 0.06270 0.05598 0.0307 0.0808 1.0000 11.500 0.9485 0.06665 0.06017 0.0348 0.0818 1.0000 11.750 0.9179 0.07123 0.06496 0.0371 0.0830 1.0000 12.000 0.8896 0.07647 0.07035 0.0376 0.0842 1.0000 12.250 0.8666 0.08216 0.07614 0.0368 0.0852 1.0000 12.500 0.8552 0.08773 0.08176 0.0357 0.0861 1.0000 12.750 0.7181 0.13458 0.12884 0.0075 0.1566 1.0000