XFOIL         Version 6.96
  
 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 =     0.015 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -2.000  -0.1207   0.04476   0.03334  -0.0317   1.0000   0.5060
  -1.000  -0.0114   0.03620   0.02461  -0.0349   1.0000   0.7048
   0.000   0.1332   0.03668   0.02142  -0.0537   1.0000   1.0000
   1.000   0.1997   0.04131   0.02418  -0.0557   1.0000   1.0000
   2.000   0.2607   0.04689   0.02864  -0.0577   1.0000   1.0000
   3.000   0.3184   0.05341   0.03443  -0.0602   1.0000   1.0000
   4.000   0.3723   0.06095   0.04158  -0.0629   1.0000   1.0000
   5.000   0.4219   0.06959   0.05007  -0.0661   1.0000   1.0000
   6.000   0.4676   0.07929   0.05981  -0.0695   1.0000   1.0000
   7.000   0.5107   0.08989   0.07061  -0.0731   1.0000   1.0000
   8.000   0.5520   0.10121   0.08219  -0.0768   1.0000   1.0000
   9.000   0.5921   0.11307   0.09447  -0.0806   1.0000   1.0000
  10.000   0.6314   0.12542   0.10734  -0.0847   1.0000   1.0000