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 = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.2528 0.00946 0.00224 -0.0461 0.5150 0.2913 0.500 0.3082 0.00961 0.00229 -0.0456 0.4847 0.3192 1.000 0.3634 0.00973 0.00235 -0.0451 0.4588 0.3460 1.500 0.4187 0.00980 0.00241 -0.0446 0.4388 0.3718 2.000 0.4738 0.00980 0.00248 -0.0442 0.4215 0.4056 2.500 0.5478 0.00846 0.00268 -0.0477 0.4044 1.0000 3.000 0.6011 0.00870 0.00283 -0.0468 0.3897 1.0000 3.500 0.6543 0.00898 0.00302 -0.0459 0.3751 1.0000 4.000 0.7076 0.00928 0.00324 -0.0450 0.3600 1.0000 4.500 0.7613 0.00954 0.00347 -0.0442 0.3421 1.0000 5.000 0.8147 0.00985 0.00374 -0.0434 0.3237 1.0000 5.500 0.8679 0.01020 0.00405 -0.0427 0.3019 1.0000 6.000 0.9202 0.01067 0.00443 -0.0418 0.2758 1.0000 6.500 0.9719 0.01123 0.00491 -0.0409 0.2491 1.0000 7.000 1.0227 0.01189 0.00549 -0.0399 0.2252 1.0000 7.500 1.0732 0.01258 0.00613 -0.0390 0.2047 1.0000 8.000 1.1231 0.01331 0.00683 -0.0379 0.1901 1.0000 8.500 1.1731 0.01399 0.00754 -0.0370 0.1755 1.0000 9.000 1.2225 0.01471 0.00831 -0.0359 0.1630 1.0000 9.500 1.2710 0.01547 0.00912 -0.0348 0.1475 1.0000 10.000 1.3186 0.01628 0.00996 -0.0337 0.1279 1.0000 10.500 1.3567 0.01805 0.01141 -0.0316 0.0715 1.0000 11.000 1.3774 0.02129 0.01434 -0.0278 0.0280 1.0000 11.500 1.4057 0.02342 0.01659 -0.0247 0.0235 1.0000 12.000 1.4217 0.02592 0.01927 -0.0203 0.0210 1.0000 12.500 1.4211 0.02976 0.02331 -0.0162 0.0190 1.0000 13.000 1.4241 0.03433 0.02814 -0.0150 0.0178 1.0000 13.500 1.4166 0.04133 0.03538 -0.0165 0.0167 1.0000 14.000 1.3998 0.05045 0.04476 -0.0199 0.0156 1.0000 14.500 1.3774 0.06057 0.05514 -0.0235 0.0154 1.0000 15.000 1.3553 0.07071 0.06551 -0.0271 0.0147 1.0000 15.500 1.3287 0.08155 0.07654 -0.0308 0.0142 1.0000 16.000 1.3046 0.09236 0.08749 -0.0348 0.0137 1.0000 16.500 1.2858 0.10272 0.09805 -0.0386 0.0129 1.0000 17.000 1.2728 0.11241 0.10792 -0.0423 0.0124 1.0000 17.500 1.2611 0.12207 0.11771 -0.0462 0.0117 1.0000 18.000 1.2551 0.13025 0.12593 -0.0493 0.0110 1.0000 18.500 1.2448 0.14026 0.13617 -0.0539 0.0103 1.0000 19.000 1.2437 0.14810 0.14416 -0.0573 0.0102 1.0000 19.500 1.2364 0.15777 0.15400 -0.0623 0.0095 1.0000 20.000 1.2341 0.16634 0.16272 -0.0668 0.0094 1.0000 20.500 1.2340 0.17465 0.17110 -0.0716 0.0089 1.0000 21.000 1.2304 0.18353 0.18012 -0.0767 0.0086 1.0000