XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: lb461                                           
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.030 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000  -0.0901   0.07645   0.06951   0.0269  0.3452  0.7274
  -2.750  -0.1546   0.07394   0.06724   0.0296  0.3484  0.6604
  -2.500  -0.0973   0.06710   0.05924  -0.0216  0.3481  0.3543
  -2.250  -0.0310   0.06349   0.05451  -0.0348  0.3440  0.2619
  -2.000   0.0105   0.06091   0.05150  -0.0378  0.3412  0.2343
  -1.750   0.0519   0.05868   0.04882  -0.0402  0.3390  0.2152
  -1.500   0.0926   0.05687   0.04657  -0.0419  0.3374  0.2025
  -1.250   0.1359   0.05554   0.04463  -0.0436  0.3362  0.1904
  -1.000   0.1736   0.05397   0.04293  -0.0443  0.3357  0.1857
  -0.750   0.2135   0.05287   0.04149  -0.0451  0.3358  0.1789
  -0.500   0.2548   0.05234   0.04050  -0.0457  0.3364  0.1729
  -0.250   0.2951   0.05174   0.03970  -0.0463  0.3374  0.1698
   0.000   0.3349   0.05147   0.03923  -0.0469  0.3366  0.1677
   0.250   0.3722   0.05147   0.03906  -0.0471  0.3334  0.1674
   0.500   0.4070   0.05185   0.03922  -0.0469  0.3283  0.1690
   0.750   0.4403   0.05239   0.03967  -0.0468  0.3250  0.1727
   1.000   0.4728   0.05293   0.04037  -0.0467  0.3256  0.1797
   1.250   0.5051   0.05355   0.04124  -0.0468  0.3287  0.1915
   1.500   0.5362   0.05422   0.04245  -0.0473  0.3337  0.2132
   1.750   0.5628   0.05407   0.04388  -0.0474  0.3382  0.3788
   2.250   0.6338   0.05747   0.04779  -0.0495  0.3539  1.0005
   2.500   0.6613   0.06009   0.05031  -0.0503  0.3633  1.0005
   2.750   0.6866   0.06328   0.05346  -0.0516  0.3760  1.0005
   3.000   0.7097   0.06679   0.05708  -0.0538  0.3937  1.0005
   3.250   0.7158   0.07177   0.06260  -0.0583  0.4253  1.0005
   3.500   0.6755   0.08124   0.07282  -0.0652  0.4805  1.0005