Какой угол атаки стабилизатора?

Вы правы, кажется, что горизонтальное оперение обычного самолета имеет более высокий угол атаки, но фактический угол атаки меньше, чем у крыла.

Крыло, летящее впереди хвоста, производит нисходящий поток, поэтому течение в районе хвоста имеет ярко выраженную нисходящую составляющую. Угол потока вниз можно рассчитать по коэффициенту подъемной силы и геометрии самолета: Для упрощения предположим, что крыло просто воздействует на воздух с плотностью$\rho$течет со скоростью$v$через окружность диаметром, равным пролету$b$крыла. Если мы просто посмотрим на эту трубку потока, массовый расход

$$\frac{dm}{dt} = \frac{b^2}{4}\cdot\pi\cdot\rho\cdot v$$

Поднимать$L$тогда изменение импульса, вызванное крылом, равно весу. С нисходящей скоростью воздуха$v_z$сообщаемая крылом, подъемная сила равна:

$$L = \frac{b^2}{4}\cdot\pi\cdot\rho\cdot v\cdot v_z = S\cdot c_L\cdot\frac{v^2}{2}\cdot\rho$$

$S$площадь крыла и$c_L$Общий коэффициент подъемной силы. Если мы теперь решим вертикальную скорость воздуха, мы получим

$$v_z = \frac{S\cdot c_L\cdot\frac{v^2}{2}\cdot\rho}{\frac{b^2}{4}\cdot\pi\cdot\rho\cdot v} = \frac{2\cdot c_L\cdot v}{\pi\cdot AR}$$ с $AR = \frac{b^2}{S}$удлинение крыла. Теперь мы можем разделить вертикальную скорость на скорость воздуха, чтобы вычислить угол, на который воздух был отклонен крылом. Давайте назовем это $\alpha_w$: $$\alpha_w = arctan\left(\frac{v_z}{v}\right) = arctan \left(\frac{2\cdot c_L}{\pi\cdot AR}\right)$$ Типичный коэффициент крейсерской подъемной силы авиалайнера составляет 0,4, а типичное удлинение составляет около 8: это приводит к углу наклона вниз почти 2 °, если распределение подъемной силы по пролету является эллиптическим. В действительности он имеет более треугольную форму, поэтому ближе к центру самолета угол нисходящего потока больше. Обратите внимание, что гондолы двигателей серии DC-9 и MD-80 наклонены на 3° вверх, чтобы выровнять их с местным потоком.

Результирующий угол атаки меньше на эти 3°, и если разница углов атаки между крылом и хвостовым оперением меньше этого значения, поверхность хвостового оперения будет казаться наклоненной вверх. Для достижения статической устойчивости хвост должен будет лететь под несколько меньшим углом атаки, чем крыло .