XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: USA 22 AIRFOIL                                  
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.010 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -2.000  -0.2154   0.04958   0.03743   0.0045  1.0000  0.6974
  -1.000   0.0225   0.03869   0.02408  -0.0424  1.0000  1.0000
   0.000   0.1319   0.04186   0.02249  -0.0518  1.0000  1.0000
   1.000   0.1989   0.04606   0.02461  -0.0530  1.0000  1.0000
   2.000   0.2594   0.05131   0.02856  -0.0546  1.0000  1.0000
   3.000   0.3163   0.05755   0.03394  -0.0566  1.0000  1.0000
   4.000   0.3696   0.06479   0.04069  -0.0591  1.0000  1.0000
   5.000   0.4192   0.07306   0.04878  -0.0619  1.0000  1.0000
   6.000   0.4653   0.08238   0.05815  -0.0651  1.0000  1.0000
   7.000   0.5084   0.09264   0.06864  -0.0687  1.0000  1.0000
   8.000   0.5495   0.10365   0.07998  -0.0724  1.0000  1.0000
   9.000   0.5892   0.11524   0.09208  -0.0763  1.0000  1.0000
  10.000   0.6282   0.12729   0.10477  -0.0805  1.0000  1.0000