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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.000 0.0162 0.03046 0.02140 -0.0657 0.9806 0.1890 -1.000 0.2439 0.02483 0.01569 -0.0869 0.9123 0.4848 0.000 0.4244 0.02350 0.01433 -0.0969 0.8395 1.0000 1.000 0.5448 0.02494 0.01490 -0.0967 0.7729 1.0000 2.000 0.6503 0.02684 0.01633 -0.0939 0.7152 1.0000 3.000 0.7522 0.02883 0.01806 -0.0900 0.6613 1.0000 4.000 0.8437 0.03174 0.02102 -0.0859 0.6047 1.0000 5.000 0.9316 0.03534 0.02487 -0.0818 0.5491 1.0000 5.000 0.9316 0.03534 0.02487 -0.0818 0.5491 1.0000 5.100 0.9446 0.03523 0.02474 -0.0812 0.5450 1.0000 5.200 0.9494 0.03610 0.02569 -0.0809 0.5387 1.0000 5.300 0.9581 0.03649 0.02611 -0.0805 0.5333 1.0000 5.400 0.9721 0.03630 0.02589 -0.0800 0.5296 1.0000 5.500 0.9738 0.03755 0.02727 -0.0798 0.5228 1.0000 5.600 0.9836 0.03783 0.02761 -0.0794 0.5180 1.0000 5.700 0.9985 0.03757 0.02731 -0.0788 0.5146 1.0000 5.800 0.9976 0.03912 0.02901 -0.0786 0.5074 1.0000 5.900 1.0083 0.03931 0.02922 -0.0782 0.5029 1.0000 6.000 1.0239 0.03898 0.02885 -0.0777 0.4997 1.0000 6.100 1.0204 0.04085 0.03089 -0.0775 0.4926 1.0000 6.200 1.0307 0.04111 0.03119 -0.0771 0.4883 1.0000 6.300 1.0461 0.04085 0.03091 -0.0766 0.4853 1.0000 6.400 1.0407 0.04304 0.03327 -0.0765 0.4791 1.0000 6.500 1.0480 0.04372 0.03401 -0.0762 0.4748 1.0000 6.600 1.0621 0.04360 0.03391 -0.0758 0.4717 1.0000 6.700 1.0621 0.04518 0.03559 -0.0756 0.4670 1.0000 6.800 1.0612 0.04684 0.03735 -0.0754 0.4620 1.0000 6.900 1.0732 0.04694 0.03754 -0.0749 0.4585 1.0000 7.000 1.0911 0.04640 0.03700 -0.0744 0.4558 1.0000 7.100 1.0736 0.05004 0.04081 -0.0745 0.4502 1.0000 7.200 1.0753 0.05140 0.04224 -0.0743 0.4462 1.0000 7.300 1.0898 0.05125 0.04215 -0.0738 0.4432 1.0000 7.400 1.1087 0.05067 0.04160 -0.0733 0.4410 1.0000 7.500 1.0755 0.05632 0.04736 -0.0740 0.4365 1.0000 7.600 1.0549 0.06052 0.05159 -0.0748 0.4332 1.0000 7.700 1.0518 0.06261 0.05373 -0.0750 0.4305 1.0000 7.800 1.0691 0.06215 0.05336 -0.0742 0.4281 1.0000 7.900 1.1069 0.05929 0.05061 -0.0728 0.4260 1.0000 8.000 1.0334 0.06995 0.06113 -0.0759 0.4239 1.0000 8.100 0.9938 0.07671 0.06776 -0.0787 0.4234 1.0000 8.200 0.9754 0.08065 0.07162 -0.0801 0.4228 1.0000 8.300 0.9627 0.08384 0.07479 -0.0810 0.4224 1.0000 8.400 0.9535 0.08662 0.07757 -0.0818 0.4221 1.0000 8.500 0.9468 0.08917 0.08012 -0.0825 0.4223 1.0000 8.600 0.9431 0.09150 0.08247 -0.0832 0.4230 1.0000 8.700 0.9429 0.09358 0.08459 -0.0837 0.4241 1.0000 8.800 0.9456 0.09546 0.08650 -0.0842 0.4251 1.0000 8.900 0.9498 0.09721 0.08835 -0.0846 0.4258 1.0000