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 =     0.045 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000   0.2487   0.06453   0.05761  -0.0187  0.2671  1.0005
  -2.750   0.1911   0.06612   0.05931  -0.0051  0.2685  0.9672
  -2.500   0.1139   0.06637   0.05968   0.0092  0.2700  0.8925
  -2.250   0.0427   0.06579   0.05923   0.0204  0.2707  0.8408
  -2.000  -0.0169   0.06352   0.05708   0.0276  0.2710  0.7895
  -1.750  -0.0784   0.06097   0.05465   0.0341  0.2713  0.7480
  -1.500   0.1154   0.05408   0.04392  -0.0448  0.2705  0.1550
  -1.250   0.1537   0.05220   0.04167  -0.0452  0.2707  0.1363
  -1.000   0.1925   0.05101   0.03993  -0.0454  0.2694  0.1217
  -0.750   0.2258   0.04959   0.03842  -0.0454  0.2662  0.1152
  -0.500   0.2622   0.04938   0.03751  -0.0449  0.2619  0.1060
  -0.250   0.2945   0.04886   0.03669  -0.0449  0.2588  0.1019
   0.000   0.3278   0.04852   0.03629  -0.0447  0.2593  0.0992
   0.250   0.3614   0.04830   0.03614  -0.0443  0.2613  0.0990
   0.500   0.3962   0.04861   0.03648  -0.0442  0.2643  0.1014
   0.750   0.4295   0.04928   0.03730  -0.0443  0.2680  0.1068
   1.000   0.4611   0.05006   0.03824  -0.0443  0.2717  0.1143
   1.250   0.4918   0.05140   0.03951  -0.0441  0.2750  0.1207
   1.500   0.5250   0.05211   0.04072  -0.0445  0.2857  0.1259
   1.750   0.5548   0.05391   0.04253  -0.0445  0.2918  0.1325
   2.000   0.5878   0.05550   0.04453  -0.0454  0.3078  0.1420
   2.250   0.6210   0.05738   0.04694  -0.0467  0.3272  0.1683