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 =     0.020 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -2.000  -0.0834   0.04258   0.03184  -0.0441   1.0000   0.3899
  -1.000   0.0344   0.03527   0.02356  -0.0503   1.0000   0.5453
   0.000   0.1327   0.03386   0.02105  -0.0553   1.0000   1.0000
   1.000   0.2000   0.03877   0.02422  -0.0578   1.0000   1.0000
   2.000   0.2621   0.04455   0.02895  -0.0602   1.0000   1.0000
   3.000   0.3203   0.05124   0.03500  -0.0628   1.0000   1.0000
   4.000   0.3742   0.05898   0.04239  -0.0657   1.0000   1.0000
   5.000   0.4235   0.06786   0.05115  -0.0690   1.0000   1.0000
   6.000   0.4691   0.07781   0.06114  -0.0724   1.0000   1.0000
   7.000   0.5123   0.08863   0.07212  -0.0761   1.0000   1.0000
   8.000   0.5541   0.10011   0.08383  -0.0798   1.0000   1.0000
   9.000   0.5948   0.11214   0.09621  -0.0836   1.0000   1.0000
  10.000   0.6779   0.12983   0.11461  -0.0973   0.9416   1.0000