XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: lb561                                           
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.035 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000  -0.0062   0.07441   0.06850   0.0523  0.3216  0.9570
  -2.750  -0.0787   0.07422   0.06849   0.0652  0.3269  0.8896
  -2.500  -0.1446   0.07287   0.06727   0.0739  0.3321  0.8281
  -2.250  -0.1991   0.06984   0.06434   0.0775  0.3363  0.7584
  -2.000  -0.2569   0.06663   0.06122   0.0797  0.3411  0.7030
  -1.750  -0.0992   0.06046   0.05251   0.0059  0.3339  0.2455
  -1.500  -0.0508   0.05788   0.04933   0.0022  0.3256  0.1999
  -1.250  -0.0113   0.05580   0.04675   0.0008  0.3185  0.1769
  -1.000   0.0281   0.05434   0.04488  -0.0002  0.3130  0.1606
  -0.750   0.0677   0.05328   0.04350  -0.0010  0.3090  0.1486
  -0.500   0.1068   0.05259   0.04244  -0.0017  0.3062  0.1390
  -0.250   0.1421   0.05212   0.04191  -0.0023  0.3041  0.1349
   0.000   0.1780   0.05205   0.04170  -0.0028  0.3025  0.1318
   0.250   0.2149   0.05236   0.04179  -0.0035  0.3005  0.1305
   0.500   0.2510   0.05290   0.04216  -0.0042  0.2983  0.1311
   0.750   0.2859   0.05372   0.04286  -0.0049  0.2965  0.1329
   1.000   0.3221   0.05518   0.04443  -0.0066  0.2974  0.1354
   1.250   0.3593   0.05769   0.04720  -0.0098  0.3023  0.1381
   1.500   0.3929   0.06038   0.05018  -0.0129  0.3081  0.1416
   1.750   0.4232   0.06296   0.05283  -0.0148  0.3125  0.1461
   2.000   0.4543   0.06607   0.05607  -0.0179  0.3187  0.1517
   2.250   0.4831   0.07191   0.06238  -0.0258  0.3359  0.1583