Os coeficientes aerodinâmicos $ c_l, c_d, c_m $ estão em funções gerais do ângulo de ataque $ \ alpha $, Reynolds $ Re $ e Mach number $ Ma $. Para seus experimentos, desde que você esteja operando em um regime $ Re $ muito baixo, assumindo um fluxo incompressível, suas curvas de sustentação, arrasto e momento dependerão em grande parte de fenômenos viscosos (ou seja, $ Re $ number). Geralmente, quando $ Re $ number cai, a camada limite fica mais espessa. Por esta razão, você esperará um menor número $ c_l $ (devido a um decréscimo viscoso) e um $ c_d $ mais alto.
Você também pode descobrir comportamentos não-lineares mesmo em ângulos de operação devido à formação / explosão da bolha de separação laminar na superfície de sucção e isso depende muito da intensidade turbulenta de seu túnel de vento para que os ângulos de stall e o comportamento pós-stall não é o mesmo para condições de voo em que a intensidade turbulenta é muito baixa.
Finalmente, você pode confirmar com o Xfoil que para $ Re = 300k \ Rightarrow \ alpha_ {L = 0} = - 4,33 \ deg $ enquanto para $ Re = 150k \ Rightarrow \ alpha_ {L = 0} = - 3.64 \ deg $ para o NACA4412.