图1：Wing Editor中水平尾翼定义——翼型NACA 0012，翼展0.60m，弦长0.180m，面积0.11m²，矩形翼
机翼气动分析完成后，我们知道了这架飞机能产生多少升力（CL-Alpha曲线）、气动效率有多高（最大升阻比21）、最佳巡航迎角是多少（3°）。但光有升力不够——飞机还需要俯仰稳定性。
俯仰稳定的核心原理：当飞机被阵风扰动、机头偶然抬高时，飞机能自动产生一个低头力矩，把机头压回原位。水平尾翼就是提供这个恢复力矩的关键部件。
俯仰稳定的关键条件：重心（CG）必须在中性点（NP）的前面。两者之间的距离叫静稳定裕度（SM），一般取平均气动弦长（MAC）的5%~15%。
水平尾翼的大小和位置由尾容系数（V_h）决定：
V_h = (S_t × l_t) / (S_w × MAC)
其中：S_t为尾翼面积，l_t为尾臂（重心到尾翼气动中心的距离），S_w为机翼面积，MAC为机翼平均气动弦长。模型飞机的尾容系数典型值为0.3~0.6，我们选取V_h = 0.4（偏稳妥）。
| 参数 | 值 | 说明 |
|---|---|---|
| S_w 机翼面积 | 0.60 m² | 已知（2m×0.3m矩形翼） |
| MAC 平均气动弦 | 0.30 m | 矩形翼MAC=弦长 |
| V_h 尾容系数 | 0.4 | 选定值 |
| l_t 尾臂 | ≈0.55 m | XFLR5计算的尾翼力臂 |
| S_t 尾翼面积 | ≈0.11 m² | 计算结果 |
如果尾翼做矩形翼，取翼展0.6m，弦长就是0.11÷0.6≈0.18m。尾翼翼型选NACA 0012对称翼型——对称翼型零升力迎角为0°，适合尾翼需要正负升力都能产生的特点。
和之前加载NACA 4415一样的操作——必须先在2D模块加载翼型，3D模块的Wing Editor里才能选到。
在Wing Editor中新建翼面，命名为"Elevator"，设置参数：
| 参数 | 值 |
|---|---|
| 翼型 | NACA 0012 |
| Section 1 | y=0.000m, chord=0.180m |
| Section 2 | y=0.300m, chord=0.180m |
| 翼展 | 0.60 m |
| 面积 | 0.11 m² |
| 根稍比 | 1.00（矩形翼） |
| 对称 | 勾选 |
在Plane Editor中将机翼和水平尾翼组装在一起。关键是设置尾翼的x位置——尾翼在机翼后方0.6m处，提供足够的力臂。
| 参数 | 值 |
|---|---|
| Main Wing | 勾选，x=0.000m, z=0.000m |
| Elevator | 勾选，x=0.600m, z=0.000m |
| Wing Area | 0.60 m² |
| Wing Span | 2.00 m |
| Elev. Area | 0.11 m² |
| Elev. Lever Arm | 0.57 m |
| Tail Volume | 0.34 |
| Total Panels | 760 |
尾容系数0.34在0.3~0.6的合理范围内，尾翼面积和力臂的搭配满足稳定性需求。初始设置时尾翼面积误设为0.03 m²（尾容系数仅0.09），修正为0.11 m²后尾容系数达到0.34。
重心位置用MAC的百分比来描述。机翼MAC=0.30m，机翼前缘在x=0处。我们将重心设在30% MAC处：
X_CoG = 0.30 × 0.30 = 0.090 m
在Plane Editor的"Plane Inertia"按钮打开的惯性属性窗口中，通过添加点质量（Point Mass）来设置重心：Mass=1.000 kg, x=0.090m, y=0m, z=0m。
| 参数 | 值 |
|---|---|
| Total Mass | 1.000 kg |
| X_CoG | 0.090 m（30% MAC） |
| Y_CoG | 0.000 m |
| Z_CoG | 0.000 m |
说明：用点质量代替整机质量是简化做法。惯性张量（Ixx、Iyy等）为0，但静稳定性分析只需要重心位置，不需要惯性张量。惯性张量是做动稳定性分析（俯仰振荡等）时才需要的，后面再补。
整机组装完成后，需要定义Type 2分析来计算稳定性参数。在Analysis → Define an Analysis中设置三个标签页：
| 参数 | 值 | 说明 |
|---|---|---|
| 分析类型 | Type 2 (Fixed Lift) | 适合整机稳定性分析 |
| V∞ | 10 m/s | 与机翼分析一致 |
| Wing Loading | 1.667 kg/m² | 确认质量和面积已生效 |
| 参数 | 值 |
|---|---|
| 方法 | VLM2 (Ring vortex) |
| Viscous | 勾选（粘性修正） |
| Tilted geometry | 不勾选 |
| Ignore Body Panels | 勾选 |
| 参数 | 值 |
|---|---|
| Use plane inertia | 勾选 |
| Plane Mass | 1.000 kg |
| X_CoG | 0.090 m |
| Z_CoG | 0.000 m |
最佳巡航迎角是3°，但安装角（Incidence）和迎角（AoA）是两个不同的概念：
关系：迎角 = 机身迎角 + 安装角
在机翼单独分析阶段不需要设安装角。等组装整机时再设，原则是巡航时机身尽量水平（阻力最小），此时机翼刚好在3°迎角工作。一般先设2°，后续在配平分析（Trim Analysis）中微调。
| 阶段 | 是否设安装角 |
|---|---|
| 机翼单独分析（已完成） | 不需要 |
| 水平尾翼定义 | 不需要 |
| 整机组装 | 设2°，后续配平分析微调 |
定义好分析后，运行Analysis → Analyze，重点看两个结果：
如果SM不在5%~15%范围内，需要微调重心位置或尾翼面积。SM太大（>15%）飞机过于稳定但操纵性差，SM太小（<5%）飞机灵敏但危险，SM为负值则飞机俯仰失稳，完全不可控。
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系列十：机翼气动分析结果 ｜
系列十一：水平尾翼定义与俯仰稳定性设置（本文）
