De aerodynamiska koefficienterna $ c_l, c_d, c_m $ är i allmänhet funktionerna för attackvinkeln $ \ alpha $, Reynolds $ Re $ och Mach nummer $ Ma $. För dina experiment, eftersom du arbetar i en mycket låg $ Re $ -regim, förutsatt att inkompressibelt flöde, kommer dina lyftdrag, momentkurvor i stor utsträckning att vara beroende av viskösa fenomen (dvs $ Re $ -nummer). I allmänhet, när $ Re $ -nummer faller, fördjupar gränsskiktet. Av detta skäl förväntar du dig ett lägre $ c_l $ nummer (på grund av viskös decambering) och en högre $ c_d $.
Du kan också upptäcka olinjära beteenden även vid betjäningsvinklar på grund av laminär separationsbubbla som bildar / spricker på sugytan och detta är mycket beroende av vindtunnelns turbulenta intensitet så att stallvinklarna och efterkörningsbeteendet kan inte vara samma för flygförhållanden där turbulent intensitet är mycket låg.
Slutligen kan du bekräfta med Xfoil att för $ Re = 300k \ Rightarrow \ alpha_ {L = 0} = - 4.33 \ deg $ medan för $ Re = 150k \ Rightarrow \ alpha_ {L = 0} = - 3.64 \ deg $ för NACA4412.