XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: N-22                                            
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.080     Re =     0.300 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
   0.000   0.6592   0.00898   0.00364  -0.0918  0.5926  1.0001
   0.500   0.7111   0.00915   0.00368  -0.0913  0.5708  1.0001
   1.000   0.7605   0.00957   0.00369  -0.0903  0.5256  1.0001
   1.500   0.8126   0.01001   0.00398  -0.0901  0.4918  1.0001
   2.000   0.8644   0.01035   0.00421  -0.0898  0.4714  1.0001
   2.500   0.9104   0.01105   0.00445  -0.0884  0.4201  1.0001
   3.000   0.9623   0.01156   0.00489  -0.0883  0.3940  1.0001
   3.500   1.0140   0.01188   0.00522  -0.0882  0.3813  1.0001
   4.000   1.0629   0.01249   0.00564  -0.0876  0.3573  1.0001
   4.500   1.1089   0.01334   0.00630  -0.0866  0.3298  1.0001
   5.000   1.1585   0.01433   0.00733  -0.0863  0.3080  1.0001
   5.500   1.2090   0.01514   0.00828  -0.0863  0.2963  1.0001
   6.000   1.2583   0.01487   0.00797  -0.0859  0.2902  1.0001
   6.500   1.3045   0.01539   0.00846  -0.0851  0.2698  1.0001
   7.000   1.3318   0.01688   0.00941  -0.0814  0.1965  1.0001
   8.500   1.3189   0.02746   0.01857  -0.0598  0.0171  1.0001
   9.000   1.3389   0.02999   0.02132  -0.0569  0.0152  1.0001
   9.500   1.3487   0.03335   0.02495  -0.0538  0.0145  1.0001
  10.000   1.3531   0.03754   0.02941  -0.0511  0.0142  1.0001
  10.500   1.3503   0.04299   0.03513  -0.0492  0.0142  1.0001
  11.000   1.3467   0.04883   0.04122  -0.0478  0.0143  1.0001
  11.500   1.3379   0.05562   0.04827  -0.0472  0.0146  1.0001
  12.000   1.3289   0.06268   0.05557  -0.0470  0.0150  1.0001
  12.500   1.3232   0.06922   0.06236  -0.0466  0.0157  1.0001
  13.000   1.3135   0.07757   0.07106  -0.0487  0.0155  1.0001
  13.500   1.3094   0.08458   0.07841  -0.0484  0.0169  1.0001
  14.000   1.2945   0.09323   0.08768  -0.0474  0.0194  1.0001
  14.500   1.2534   0.10743   0.10241  -0.0520  0.0205  1.0001
  15.000   1.2115   0.12212   0.11761  -0.0573  0.0219  1.0001
  15.500   1.1605   0.14008   0.13593  -0.0678  0.0217  1.0001
  16.000   1.0874   0.16497   0.16119  -0.0795  0.0229  1.0001
  16.500   1.0156   0.19871   0.19513  -0.0937  0.0232  1.0001
  17.500   0.9743   0.24944   0.24594  -0.1032  0.0484  1.0001
  18.000   0.9770   0.26218   0.25868  -0.1070  0.0482  1.0001
  18.500   0.9803   0.27381   0.27030  -0.1107  0.0479  1.0001
  19.000   0.9856   0.28255   0.27904  -0.1169  0.0432  1.0001
  19.500   0.9886   0.29304   0.28953  -0.1205  0.0347  1.0001
  20.000   0.9978   0.29940   0.29587  -0.1219  0.0295  1.0001