XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: lb361                                           
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.045 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -2.750  -0.6035   0.10854   0.10178   0.0641  0.3047  0.3112
  -2.500  -0.5899   0.10528   0.09844   0.0647  0.2995  0.3435
  -2.250  -0.5772   0.10156   0.09482   0.0684  0.2954  0.3784
  -2.000  -0.5657   0.09797   0.09135   0.0739  0.2920  0.4187
  -1.250  -0.1353   0.09499   0.08906   0.0688  0.2825  0.9870
  -1.000  -0.5419   0.08428   0.07823   0.1094  0.2849  0.6618
  -0.750  -0.5238   0.08071   0.07479   0.1158  0.2839  0.7121
  -0.500  -0.5000   0.07695   0.07114   0.1176  0.2834  0.7421
  -0.250  -0.4853   0.07286   0.06711   0.1148  0.2833  0.7462
   0.000  -0.4485   0.06926   0.06352   0.1048  0.2833  0.7302
   0.500  -0.1079   0.06731   0.05746   0.0165  0.2847  0.1513
   0.750  -0.0680   0.06561   0.05539   0.0156  0.2837  0.1328
   1.000  -0.0284   0.06465   0.05390   0.0151  0.2811  0.1189
   1.250   0.0084   0.06310   0.05239   0.0143  0.2775  0.1119
   1.500   0.0479   0.06289   0.05173   0.0139  0.2762  0.1033
   1.750   0.0848   0.06231   0.05101   0.0131  0.2783  0.0988
   2.000   0.1200   0.06239   0.05107   0.0125  0.2806  0.0962
   2.250   0.1609   0.06267   0.05149   0.0108  0.2869  0.0951
   2.500   0.2007   0.06380   0.05269   0.0089  0.2948  0.0973
   3.000   0.2866   0.06735   0.05693   0.0017  0.3294  0.1100
   3.750   0.0979   0.09468   0.08714  -0.0397  1.0029  0.0976
   4.000   0.1173   0.09723   0.08949  -0.0408  1.0029  0.0959
   4.500   0.4086   0.10349   0.09519  -0.0825  0.8114  0.1211
   4.750   0.3586   0.10633   0.09850  -0.0633  0.6705  0.1245