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   0.5454
   2.000   0.2621   0.04455   0.02894  -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
  11.000   0.7454   0.14605   0.13157  -0.1056   0.8633   1.0000
  12.000   0.8029   0.16172   0.14799  -0.1110   0.7936   1.0000
  13.000   0.8427   0.17423   0.16130  -0.1134   0.7308   1.0000
  14.000   0.8860   0.18863   0.17658  -0.1168   0.6728   1.0000
  15.000   0.9252   0.20412   0.19314  -0.1200   0.5985   1.0000